Geri Dön

Thermodynamic optimization and energy-exergy analyses of the aircraft engine

Uçak motorunun termodinamik optimizasyonu ve enerji-ekserji analizleri

PDF İndir

  1. Tez No: 807128
  2. Yazar: MEHDI SIYAHI
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ONUR TUNÇER
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Enerji, Makine Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Energy, Mechanical Engineering, Aircraft Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2023
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 168

Özet

Enerji talebi günümüzde en önemli konulardan biridir ve gelecek için büyük bir endi¸se kayna˘gı olmaya devam etmektedir. Yenilenebilir ya da sürdürülebilir kaynaklar gibi yeni enerji kaynaklarının ara¸stırılması bu soruna bir çözüm olabilirken, di˘ger çözüm ise mevcut elektrik üretim sistemlerinde enerji tüketimini optimize etmektir. Ula¸sım için ihtiyaç duyulan enerji, enerji talebinin büyük bir kısmını olu¸sturdu˘gundan, bu sektörde enerji tüketiminin optimizasyonuna dikkat etmeye de˘ger. Havacılık ta¸sımacılı˘gı en çok tercih edilen ula¸sım seçeneklerinden biridir ve bu sektörde enerji verimlili˘gi için özel bir çaba gösterilmesi gerekmektedir. Öte yandan, enerji analizleri ço˘gu zaman yanıltıcı olabilir. Ardından, bir termodinamik çevrimin i¸sleyi¸sini ve enerji tüketimini daha iyi anlamak için bir ekserji tabanı analizine sahip olmak daha iyidir. Örne˘gin, bir çevrimin birinci (ısıl) verimi kabul edilebilir bir sayı olabilir, ancak ikinci (ekserjetik) verime dikkatlice bakarsak, bu çevrimin ekonomik olarak uygun olmadı˘gını görürüz. Bu ara¸stırmanın amacı, Brayton gaz türbini çevrim konsepti temelinde çalı¸san uçak motorunun termodinamik optimizasyonu ve enerji-ekserji analizlerinin yapılmasıdır. Dört yaygın turbojet motor tipi turbo¸saft, turboprop, turbojet ve turbofandır. Amaçları helikopter pervanesini veya uçak pervanesini döndürmek için bir ag˘ (w˙net ) olus¸turmak olan turbo¸saft ve turbopropun benzer çalı¸sması göz önüne alındı˘gında, bu ara¸stırmada turbo¸saft ilk durum olarak incelenmi¸stir. Benzer ¸sekilde, turbojet ve turbofan motorları için amaç, uçaklar için itme kuvveti olu¸sturmak üzere bir itme kuvveti (Thrust) olu¸sturmaktır. Dolayısıyla turbojet ikinci durum olarak de˘gerlendirilmektedir. Parametrik çalı¸smalar, ortam sıcaklı˘gı (Tamb), ortam basıncı (Pamb), ortam ba˘gıl nemi (RHamb), giri¸s havası hızı gibi en önemli çalı¸sma parametreleri ile gerçekle¸stirilmi¸stir. (turbojette V1), kompresör basınç oranı (rp,compressor) ve türbin giri¸s sıcaklı˘gı (TIT). Problemlerin maksimize edilmesiyle elde edilen tasarım parametreleri kompresör basınç oranı (rp,compressor, turbo¸saft ve turbojet motorlarda), türbin basınç oranı (rp,turbine, turbojette), uzak (yakıt -yanma odası hava oranı), caf (türbin so˘gutma havası fraksiyonu), lambda (λ, yanma odası fazla havası), giri¸s havasının Mach sayısı, çıkı¸s hava hızı (turbojette V6), ag˘ (w˙net , turbos¸aftta), itme (Thrust, turbojette), termal verim (ηI) ve ekserjetik verim (ηII ). Turbo¸saft optimizasyonu probleminin çözümünde gözlemlenen önemli nokta, kompresör ve türbinin e¸sit basınç oranı varsayımıdır (rp,compressor = rp,turbine). Turbojet optimizasyon probleminin çözümündeki kilit nokta, a˘gın ihmal edilebilece˘gi varsayımıdır. Yani turbojette kompresör basınç oranı türbin basınç oranından farklıdır (rp,compressor ̸= rp,turbine). Bu ara¸stırmayı çözmenin matematiksel yöntemi, Darwin'in teorisine dayanan bir genetik algoritmadır. Bu teori, gelecekteki insan nesillerinin genetik evrimine dayanmaktadır. Turbo¸saft durumunda, genetik algoritma tarafından maksimize edilecek amaç fonksiyonları ag˘ (w˙net,max), termal verimlilik (ηI,max) ve ekserjetik verimliliktir (ηII,maks). Turbo¸saft sorununun kısıtlamaları TIT = 1200[◦C] ve 5 ≤ rp,compressor ≤ 35'dır. Turbojet durumunda, genetik algoritma tarafından maksimize edilecek amaç fonksiyonları a˘g (Thrustmax), termal verimlilik (ηI,max) ve ekserjetik verimliliktir (ηII,max)). Turbojet sorununun kısıtlamaları TIT = 1400[◦C] ve 10 ≤ rp,compressor ≤ 70'dır. Her çalıs¸ma kos¸ulu için w˙net,max, Thrustmax, ηI,max ve ηII,max'ın da çalıs¸acag˘ı bir optimum basınç oranı vardır. bu basınç oranında elde edilir. Hem turbo¸saft hem de turbojet durumlarında, önce deniz seviyesinde üç farklı sıcaklık maksimize edilir ve 10[◦C], 25[◦C] ve 40[◦C]. Bir sonraki adımda, hem Turbo¸saft hem de Turbojet için motor, deniz seviyesinden 6000, 9000 ve 12000 (yalnızca turbojette) metre yükseklikler için maksimize edilir. Ayrıca turbojet durumunda, deniz seviyesinde ve deniz seviyesinden di˘ger üç irtifada tüm durumlarda 200[m/s] ve 100[m/s] olmak üzere iki farklı giri¸s havası hızında sorun maksimize edilmi¸stir. Tüm sonuçlar farklı tablolarda, de˘gi¸sim e˘grilerinde ve çubuk grafiklerde verilmi¸stir. Ek olarak, bu ara¸stırmadaki tüm sonuçların, motora giren havanın saniyede her bir kilogramı için sunuldu˘guna dikkat edilmelidir. Deniz seviyesinde elde edilen w˙net,max aralıg˘ı 341.8−303 kN olup, ortam sıcaklık aralı˘gı 10 − 40 [◦C], turbo¸saft motora giri¸s havasının her bir kg/s' ı için, TIT = 1200 [◦C] sa˘glar. Deniz seviyesinde elde edilen ηI,max aralı˘gı, ortam sıcaklık aralı˘gı 10−40 [◦C] için, TIT = 1200 [◦C], turbo¸saft motora giri¸s havasının her bir kg/s'ı için 46,68−43,98'dir. Deniz seviyesinde elde edilen ηII,max aralı˘gı, ortam sıcaklık aralı˘gı 10−40 [◦C], TIT = 1200 [◦C], turbo¸saft motora giri¸s havasının her bir kg/s'ı için 42,52−40,06'dır. 6000−9000 [m] rakımlarında elde edilen w˙net,max aralıg˘ı, her kg/s turbos¸aft motoruna giri¸s havası için TIT = 1200 [◦C] sa˘glamak üzere 392,7 − 425,9 kN'dir. 6000 − 9000 [m] rakımlarında elde edilen ηI,max aralı˘gı, her bir kg/s turbo¸saft motora giri¸s havası için TIT = 1200 [◦C] sa˘glamak üzere 49.6 − 50.2'dir. 6000 − 9000 [m] rakımlarında elde edilen ηII,max aralı˘gı, her bir kg/s turbo¸saft motora giri¸s havası için TIT = 1200 [◦C] sa˘glamak üzere 44.69−45.73'dir. V6 = 200 [m/s] için TIT = 1400 [◦C] ve bir ortam sıcaklı˘gı sa˘glamak için deniz seviyesinde elde edilen Thrustmax aralı˘gı 694.8−636.6 kN'dir. turbojet motoruna her bir kg/s giri¸s havası için 10−40 [◦C] aralı˘gı. Benzer ¸sekilde deniz seviyesinde elde edilen ηI,max aralı˘gı 46.75−41.82'dır. Son olarak, bu durum için deniz seviyesinde elde edilen ηII,max aralı˘gı 42.58−38.09'dır. V6 = 100 [m/s] için TIT = 1400 [◦C] ve bir ortam sıcaklı˘gı sa˘glamak için deniz seviyesinde elde edilen Thrustmax aralı˘gı 859.6−716.9 kN'dir. turbojet motoruna her bir kg/s giri¸s havası için 10−40 [◦C] aralı˘gı. Benzer ¸sekilde, deniz seviyesinde elde edilen ηI,max aralı˘gı 46.22−41.38'dır. Son olarak, bu durum için deniz seviyesinde elde edilen ηII,max aralı˘gı 42.1−37.7'dır. 6000−12000 [m] rakımlarında elde edilen Thrustmax aralı˘gı, V6 = 200 [m/s], turbojet motoruna giren her bir kg/s giri¸s havası için TIT = 1400 [◦C] sa˘glamak üzere 764,7−834,7 kN'dir. Benzer ¸sekilde, deniz seviyesinde elde edilen ηI,max aralı˘gı 51.8−55.49'dır. Son olarak, bu durum için deniz seviyesinde elde edilen ηII,max aralı˘gı 47.18−50.55'dır. 6000−12000 [m] rakımlarında elde edilen Thrustmax aralı˘gı, V6 = 100 [m/s], turbojet motoruna giren her bir kg/s giri¸s havası için TIT = 1400 [◦C] sa˘glamak üzere 848,1−919,1 kN'dir. Benzer ¸sekilde, deniz seviyesinde elde edilen ηI,max aralı˘gı 50.62−53.76'dır. Son olarak, bu durum için deniz seviyesinde elde edilen ηII,max aralı˘gı 46.11−48.87'dır. Sonuçların sonunda, ηII,max bar grafikleri ve ekserji yıkımları (ExD) tüm bile¸senler (difüzör, kompresör, türbin ve meme) arasında kar¸sıla¸stırılır. Sonuçlar, giris¸ havasının yog˘unlug˘unun, Tamb ve Pamb'ın w˙net,max, Thrustmax, ηmaksimizeetmekiinennemli f aktrlerolduunugstermektedir.I,max ve ηII,max hem turbo ¸saft hem de turbojet motorlarda deniz seviyesinde ve daha yüksek rakımlarda. Pamb = 100 [kPa] olan sabit ortam basıncına sahip deniz seviyesinde, giri¸s havası yo˘gunlu˘gundaki de˘gi¸simin en etkili faktörü sıcaklıktır. Daha yüksek rakımlarda, sıcaklık de˘gi¸siklikleriyle birlikte, giri¸s havası basıncındaki de˘gi¸siklik, Pamb, giri¸s havası yo˘gunlu˘gundaki de˘gi¸simin en etkili faktörüdür. Deniz seviyesinde ortam sıcaklı˘gı dü¸stü˘günde kompresör giri¸s havasındaki yo˘gunluk artar. Bu sebep, turbos¸aft ve turbojetin w˙net,max, Thrustmax, ηI,max ve ηII,max de˘gerlerinin artmasına neden olur. Motora giren havanın her bir kg/s'ı için TIT. Öte yandan, daha yüksek rakımlarda basınç ve sıcaklık dü¸sü¸sü, giri¸s havası yo˘gunlu˘gunu azaltır. Bu yo˘gunluk azaltma, motoru, her bir kg/s giri¸s havası için belirli TIT sag˘lamak üzere daha büyük bir w˙net,max & Thrustmax turbos¸aft & turbojet üretmeye zorlayacaktır. motora Ek olarak, turbojette azalan giri¸s havası hızının, V1, motoru, her bir kg/s giri¸s havası için belirli bir TIT sa˘glamak üzere daha büyük bir tmemaks üretmeye zorlayaca˘gı açıkça görülmektedir. motor. Son olarak, ekserji analizleri, ikinci termodinamik yasasının verimlili˘gi (ηII) tüm bile¸senlerin verimleri arasında en küçük olanı oldu˘gu için yanma odasına daha fazla odaklanılması gerekti˘gini göstermektedir. Buna ba˘glı olarak, en büyük ekserji yıkımı (ExD) da yanma odasına aittir.

Özet (Çeviri)

Energy demand is one of the most important issues nowadays and remains a big concern for the future. While exploring new energy sources like renewable or sustainable sources could be a solution for this issue, the other solution is to optimize the energy consumption in the existing power generation systems. Since the energy needed for transportation consists of a large fraction of energy demand, it is worth paying attention to the optimization of energy consumption in this sector. Aviation transportation is one of the most desired choices of transportation, and a special effort should be performed for energy efficiency in this sector. On the other hand, most of the time the energy analyses could be illusional. Then, to have a better understanding of a thermodynamic cycle's operation and its energy consumption it is better to have an exergy base analysis. For example, the first (thermal) efficiency of a cycle can be an acceptable number, however if we carefully look at the second (exergetic) efficiency, we find out that this cycle is not economically viable. The purpose of this research is to the thermodynamic optimization and energy-exergy analyses that have been done for the aircraft engine which works on the base of the Brayton gas turbine cycle concept. Four common types of turbojet engines are turboshaft, turboprop, turbojet, and turbofan. Considering the similar operation of turboshaft and turboprop, in which their purpose is to generate a network (w˙net ) to spin the helicopter propeller or airplane propeller, in this research, turboshaft is investigated as the first case. In a similar way, for turbojet and turbofan engines, the purpose is to generate a thrust force (Thrust) to generate propulsion for airplanes. Thus, turbojet is evaluated as the second case. The parametric studies have been implemented with the most important operating parameters like ambient temperature (Tamb), ambient pressure (Pamb), ambient relative humidity (RHamb), inlet air velocity (V1, in turbojet), compressor pressure ratio (rp,compressor), and turbine inlet temperature (TIT). The design parameters obtained by maximization of the problems are compressor pressure ratio (rp,compressor, in turboshaft and turbojet engines), turbine pressure ratio (rp,turbine, in turbojet), far (fuel-air ratio of the combustion chamber), caf (cooling air fraction of turbine), lambda (λ, excess air of combustion chamber), Mach number of inlet air, outlet air velocity (V6, in turbojet), network (w˙net , in turboshaft), thrust (Thrust, in turbojet), thermal efficiency (ηI) and exergetic efficiency (ηII ). The important point that is observed in solving the problem of turboshaft optimization is the assumption of an equal pressure ratio of compressor and turbine (rp,compressor = rp,turbine). The key point in solving the problem of turbojet optimization is the assumption that the network can be neglected. In other words, in turbojet, the compressor pressure ratio is different from the turbine pressure ratio (rp,compressor ̸= rp,turbine). The mathematical method to solve this research is a genetic algorithm based on Darwin's theory. This theory is based on the genetic evolution of future human generations. In the turboshaft case, the objective functions to maximize by the genetic algorithm are network (w˙net,max), thermal efficiency (ηI,max), and exergetic efficiency (ηII,max). The constraints of the turboshaft's problem are TIT = 1200[◦C] and 5 ≤ rp,compressor ≤ 35. In the turbojet case, the objective functions to maximize by the genetic algorithm are network (Thrustmax), thermal efficiency (ηI,max), and exergetic efficiency (ηII,max). The constraints of the turbojet's problem are TIT = 1400[◦C] and 10 ≤ rp,compressor ≤ 70. There is an optimum pressure ratio for each operating condition that w˙net,max, Thrustmax, ηI,max and ηII,max will also be obtained at this pressure ratio. In both turboshaft and turbojet cases, three different temperatures are maximized first at sea level and 10[◦C], 25[◦C] and 40[◦C]. In the next step, the engine for both Turboshaft and Turbojet are maximized for altitudes, 6000, 9000 and 12000 (only in turbojet) meters above sea level. In addition, in the turbojet case, the problem has been maximized at two different inlet air velocities of 200[m/s] and 100[m/s] in all situations at sea level and other three altitudes above sea level. All results are given in different tables, change curves, and bar plots. In addition, it should be noted that all results in this research, are presented for each kilogram per second of inlet air to the engine. The range of obtained w˙net,max at sea level is 341.8 − 303 kN to provide TIT = 1200 [◦C] for an ambient temperature range of 10−40 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turboshaft engine. The range of obtained ηI,max at sea level is 46.68−43.98 to provide TIT = 1200 [◦C] for an ambient temperature range of 10−40 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turboshaft engine. The range of obtained ηII,max at sea level is 42.52−40.06 to provide TIT = 1200 [◦C] for an ambient temperature range of 10−40 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turboshaft engine. The range of obtained w˙net,max at altitudes 6000−9000 [m] is 392.7−425.9 kN to provide TIT = 1200 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turboshaft engine. The range of obtained ηI,max at altitudes 6000−9000 [m] is 49.6−50.2 to provide TIT = 1200 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turboshaft engine. The range of obtained ηII,max at altitudes 6000−9000 [m] is 44.69−45.73 to provide TIT = 1200 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turboshaft engine. The range of obtained Thrustmax at sea level is 694.8−636.6 kN to provide TIT = 1400 [◦C] for V6 = 200 [m/s] and an ambient temperature range of 10−40 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turbojet engine. In a similar way, the range of obtained ηI,max at sea level is 46.75−41.82. Finally, the range of obtained ηII,max at sea level is 42.58−38.09 for this case. The range of obtained Thrustmax at sea level is 859.6−716.9 kN to provide TIT = 1400 [◦C] for V6 = 100 [m/s] and an ambient temperature range of 10−40 [◦C] for each kg/s of inlet air to the turbojet engine. In a similar way, the range of obtained ηI,max at sea level is 46.22−41.38. Finally, the range of obtained ηII,max at sea level is 42.1−37.7 for this case. The range of obtained Thrustmax at altitudes 6000−12000 [m] is 764.7−834.7 kN to provide TIT = 1400 [◦C] for inlet air V6 = 200 [m/s] for each kg/s of inlet air to the turbojet engine. In a similar way, the range of obtained ηI,max at sea level is 51.8−55.49. Finally, the range of obtained ηII,max at sea level is 47.18−50.55 for this case. The range of obtained Thrustmax at altitudes 6000−12000 [m] is 848.1−919.1 kN to provide TIT = 1400 [◦C] for inlet air V6 = 100 [m/s] for each kg/s of inlet air to the turbojet engine. In a similar way, the range of obtained ηI,max at sea level is 50.62−53.76. Finally, the range of obtained ηII,max at sea level is 46.11−48.87 for this case. At the end of the results, the bar plots of ηII,max and exergy destructions (ExD) are compared among all components (diffuser, compressor, turbine, and nozzle). Results show that the density of inlet air, Tamb and Pamb are the most important factors to maximize w˙net,max, Thrustmax, ηI,max, and ηII,max at sea level and higher altitudes, in both turboshaft and turbojet engines. At sea level with constant ambient pressure, Pamb = 100 [kPa], temperature is the most effective factor of change in inlet air density. At higher altitudes, along with temperature changes, the change in inlet air pressure, Pamb, is the most effective factor of change in inlet air density. The density increases in inlet air of the compressor when the ambient temperature decreases, at sea level. This reason causes increasing of w˙net,max, Thrustmax, ηI,max, and ηII,max of turboshaft and turbojet to provide particular TIT for each kg/s of inlet air to the engine. On the other hand, pressure and temperature drop at higher altitudes decrease the inlet air density. This density reduction will enforce the engine to produce a greater w˙net,max & Thrustmax of turboshaft & turbojet to provide particular TIT for each kg/s of inlet air to the engine. In addition, it is obviously seen that decreasing inlet air velocity, V1, in turbojet will enforce the engine to produce a greater Thrustmax to provide particular TIT for each kg/s of inlet air to the engine. Finally, the exergy analyses show that more focus should be given to the combustion chamber because its second thermodynamic law's efficiency (ηII) is the smallest among the efficiencies of all components. Correspondingly, the largest exergy destruction (ExD) also belongs to the combustion chamber.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    842609

    Advanced energy and exergy analysis on aircraft jet engines

    Havacılık jet motorlarında ileri enerji ve ekserji analizi

    SARA FAWAL

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALİ KODAL

  2. Tez No

    733156

    Energy, exergy, economic and environmental-based design, analysis and multi objective optimization of novel solar tower-based gas turbine cycle multi-generation systems with new performance criteria

    Özgün güneş kuleli gaz türbini çevrimli çoklu-üretim sistemlerinin yeni performans kriterleri ile enerji, ekserji, ekonomik ve çevresel tasarımı, performans analizi ve çok amaçlı optimizasyonu

    MERT ÇOLAKOĞLU

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Enerjiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Enerji Bilim ve Teknoloji Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. AHMET DURMAYAZ

  3. Tez No

    255796

    Tekstil terbiye işletmelerinin enerji, ekserji ve eksergoekonomik analiz yöntemlerinin uygulanmasıyla performansının belirlenmesi

    Performance evaluation of textile finishing mills using energy, exergy and exergoeconomic analysis methods

    AHMET ÇAY

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2009

    EnerjiEge Üniversitesi

    Tekstil Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ARİF HEPBAŞLI

    PROF. DR. IŞIK TARAKÇIOĞLU

  4. Tez No

    793551

    CO2 ile çalışan güneş enerjisi destekli güç üretim sisteminin performansının incelenmesi ve optimizasyonu

    Investigation and optimization of the performance of a solar assisted power generation system working with CO2

    SERPİL ÇELİK TOKER

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Makine MühendisliğiIsparta Uygulamalı Bilimler Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ÖNDER KIZILKAN

  5. Tez No

    804144

    Gelişmiş adyabatik sıkıştırılmış hava ile enerji depolayan yeni bir güç sisteminin termodinamik analizi ve çok amaçlı optimizasyonu

    Thermodynamic analysis and multi-objective optimization of a novel power system with advanced adiabatic compressed air energy storage

    ESRA HANÇER GÜLERYÜZ

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    EnerjiNecmettin Erbakan Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. DİLEK NUR ÖZEN

    DR. ÖĞR. ÜYESİ AYŞE MERVE ACILAR

Geri Dön