Geri Dön

The effect of tip clearance on KJ-66 rc microjet engine compressor at transonic regime

Kanat ucu açıklığının KJ-66 mikrojet motoru santrifüj kompressörünün performasına transonik rejimdeki etkisi

PDF İndir

  1. Tez No: 863524
  2. Yazar: ALPER CAN
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. BAHA ZAFER
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  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: 93

Özet

Literatürde diğer itki sistemlerinin aksine mikro gaz türbinleri ile ilgili çalışmalar halen sınırlı sayıdadır. Bu nedenle, bu çalışmada literatür özeti kısmında varolan çalışmalar ayrıntılı şekilde açıklanmıştır. Mikro gaz türbinleri, eksenel gaz türbinlerinden farklı olarak, yüksek itki/ağırlık oranı, yüksek devirde çalışabilme, yüksek yüzey sürtünme kaybı ve ısı kaybı ile karakterizedirler. Mikro gaz türbinlerinin kompresör kademeleri, alan kısıtından dolayı tek kademede yüksek basınç oranı elde edebilmek adına radyal olarak tasarlanmıştır. Bu seçim yüksek profil kaybına ve izentropik verimde bir düşüşe neden olmaktadır. Bu çalışmada, KJ-66 RC mikrojet motoru kompressörünün kanat ucu açıklığına bağlı aerodinamik performansı zaman ortalamalı Reynolds ortalamalı navier stokes (RANS) denklemlerinin k-𝜔 kayma gerilimi taşıma türbülans modeli ile çözümlenerek ortaya konulması amaçlanmıştır. Radyal kompressörlerin performansını etkileyen birçok faktör bulunmaktadır. Bu faktörler arasında en önemlileri; profilden kaynaklanan kayıplar, giriş difüzyonu kaybı, resirkülasyon kaybı, hücüm açısı kaybı ve kanat ucu açıklığı kaybıdır. Kanat ucu açıklığı kaybı, kompressör performansını etkileyen en önemli parametredir. Bu nedenle kanat ucu açıklığını parametrik hale getirebilme amacıyla, KJ-66 RC kompresör çarkının ana ve ara kanatlarının profil koordinatları CAD geometrisinden %0-%20-%40-%60-%80-%100 kanat radyal uzunluğunda 6 kademede elde edilmiştir. Diffüzer kısmındaki koordinatlar ise %0 ve %100 kanat uzunluklarında elde edilerek oluşturulmuştur. Akış alanı 4 kısımdan oluşmaktadır. S1: giriş stator , R1 rotor , S2 diffüzer-1, S3 diffüzer-2. Akış alanı S1 ve R1 için 1/6, difüzer-1 için 1/15, difüzer-2 için 1/40 olacak şekilde tanımlanmıştır. Ana modelin kanat açıklığı turbogrid programında tanımlanmıştır. Kompressör düzeltilmiş kütle debisine karşılık toplam basınç ve izentropik verim haritaları dakikadaki devir sayısı 80000'den 120000'e kadar olan transonik çalışma koşullarında tek pasaj ile dairesel simetrik olarak ANSYS CFX'de elde edilmiştir. Sınır şartı olarak girişte toplam basınç ve toplam sıcaklık, çıkışta kütle debisi verilmiştir. Performans haritası elde edilirken girişte atmosferik basınç 101325 [Pa] ve sıcaklık 15 ℃ alınmıştır. Zamandan bağımsız çözümlerde zaman skalası saniye cinsinden 0.25 sayısının devir sayısına oranı olacak şekilde alınarak, her zaman adımında, maksimum 3^0-4^0 dönüş olacak şekilde alınmıştır. 80000 rpm üzerinde kanat ucu etrafındaki Mach sayısı 1 üzerine çıkmaktadır. Bu nedenle transonik rejimde kanat etrafında oluşan şokların doğru çözümü deneysel veri ile validasyon için önem kazanmaktadır. Bu amaçla ANSYS-CFX'de yüksek hız nümeriği seçeneği kullanılmıştır. Bu seçenek ile, özel bir disipasyon tipi aktif hale gelmekte ve şok instabilitesi önlenmektedir. Ayrıca, bu seçenek şok yakınındaki basınç dalgalanmalarını azaltmakta ve basınç sınır şartı olan bölgelerde nodal basınç değişimlerini sıfırlamaktadır. Bu şekilde elde edilen sonuçlar deneysel veri [2] ve Xiang et.al sonuçları ile kıyaslanmıştır [1]. Xiang et.al sonuçlarının deneysel sonuçlardan farklı olması, kanat ucu açıklığının simulasyona dahil edilmemesi ve deneysel çark geometrisinin simulasyonda kullanılan geometriden farklı olması nedeniyledir. Xiang et.al çalışmasında 5 ana 5 kanat içeren bir geometri kullanmış olup deneysel verideki geometride 6 ana 6 ara kanat bulunmaktadır [2]. Ayrıca diffüzer-2 de akış alanına dahil edilmemiştir. Profil koordinatlarının elde edilmesi ile yapılan bu çalışmada transonik koşullardaki deneysel düzeltilmiş kütle debisi ve toplam basınçlar oranı ile olan yüzde fark %5'in altındandır. Yapılan validasyon çalışmasının verileri Tablo 5.1 ve Figür 5.1 de verilmiştir. Kanat ucu açıklığı bakımından orjinal modelin toplam basınç, Mach sayısı, yoğunluk kontürleri ve %50 kanat uzunluğundaki hız üçgenleri elde edilmiştir. Figür 6.5'de verilen çark üzerindeki statik basınç kontürü aerodinamik kanat yüklemesini göstermektedir. Ayrıca kanat uzunluğunun %10, %50 ve %90'lık kısmımlarında statik basınç değerleri çizdirilmiştir. Akabinde valide edilmiş model ile kanat ucu açıklığı parametrize edilmiştir. Elde edilen hegzahedral mesh görünümü Figür 4.6'da verilmiştir. Sınır tabakadaki sayısal çözüm ağında ilk tabaka yüksekliği kanat açıklığı 0.1 mm den küçük değerler için 0.001 mm, 0.1 mm den büyük değerler için 0.01 mm olarak alınmıştır. Kanat ucu ve muhafaza kenarı arasındaki sayısal çözüm ağı iki sınır tabakadan da 1.3 büyüme oranı ile şekillenmektedir. Sayısal çözüm ağı elde edilen model ile kanat ucu açıklığı KJ-66 RC mikrojet motoru kompresörünün performansı dakikadaki dönüş hızı 100000 olacak şekilde sabit kütle debisi ve sabit basınç oranı koşullarında incelenmiştir. İlk olarak, izentropik verim açısından optimum kanat ucu açıklığını belirlemek amacıyla, 100000 rpm'deki en iyi verim noktası olan 0.25 [kg/s] kütle debisinde kanat ucu açıklığı 0.015 mm den 1.000 mm ye kadar değiştirilmiştir. İmalat ile günümüz teknolojisi ile elde edilemeyen kanat ucu açıklıklıklarının incelenmesinin sebebi, kanat ucu ve muhafaza kenarlarının sınır tabaka etkileşiminin toplam basınçlar oranı ve verim üzerindeki etkisinin araştırılmasıdır. Sabit kütle debisi ile gerçekleştirilen simulasyonlar kanat uç açıklığı artarken izentropik verim ve basınç oranında azalma olduğunu göstermiştir. Kanat ucu açıklığı 0-0.1-0.4 ve 0.8 mm için; %90 kanat uzunluğundaki toplam basınç, Mach sayısı, ve statik entropi kontürleri; kanattan kanada, meridyonel ve dönme ekseni üzerinde alınan düzlemlerle gösterilmiştir. Kanat ucu nedeniyle oluşan girdaplar 0.05-0.1-0.4-0.8 mm açıklık için Figür 7.13'de gösterilmiştir. İzentropik verim kanat ucu açıklığı ve toplam basınçlar oranından etkilenmektedir. İzentropik verimin basınç oranına bağlı olduğu, sabit özgül ısı kabülü ile, denklem 2.63-2.66'da gösterilmiştir. Bu nedenle, yalnızca kanat ucu açıklığının izentropik verim üzerindeki etkisi, sabit basınç oranı sınır şartlarında da incelenmiştir. Toplam basınç oranı ana modelin 100000 rpm deki toplam basınçlar oranı olan 1.91'de sabit tutulmuştur. Bu sabitleme öncelikle temel modeldeki alan ortalamalı çıkış mach sayısı elde edildikten sonra, izentropik olarak çıkış toplam basıncından çıkış statik basıncı elde edilerek temel model için çıkış statik basıncı sınır şartı elde edilmiştir. Ardından çıkış statik basıncı itere edilerek farklı kanat ucu açıklıkları için toplam basınçlar oranı 1.91 olarak sabitlenmiştir. Bu koşuldaki sınır şartları girişte toplam basınç ve sıcaklık, çıkışta ise statik basınçtır. Sabit toplam basınç şartında yapılan çalışmalar, izentropik verim açısından optimum kanat açıklığının 0.3 mm olduğunu göstermektedir. Kanat ucu açıklığının eksenel çarklardan farklı olarak radyal çarklarda sabit bir değer ile ifade edilmesinin sebebi, kanat ucu açıklığının giriş ve çıkıştaki kanat uzunluğuna oranla farklı bir değerde olmasıdır. Bu çalışmada, sabit toplam basınç oranı ve sabit kütle debisinde yapılan incelemeler, kanat açıklığı mesafesinin belirli bir değerden küçük tutulmasının, sınır tabaka etkileşiminin başlaması nedeniyle, toplam basınçlar oranı ve izentropik verimde bir düşüşe neden olduğunu göstermiştir. Bu çalışmada, önceki çalışmalardan farklı olarak profil koordinatlarının elde edilmesi ile kanat ucu açıklığı parametrize edilmiştir. Basınç oranı validasyonunda yüzde hata 5 in altındadır. Transonik çalışma koşullarında deneysel veri ile daha tutarlı sonuçlar elde edilmiştir. İzentropik verimin deneysel veri ile uyuşmamasının nedeni ısı değiştiricisi nedeniyle kompressör çıkışındaki toplam basınç ve sıcaklık değerinin yalın kompressör nümerik çözümünden farklı olmasıdır. Ayrıca kanat ucu açıklığının verim ve toplam basınçlar oranı üzerindeki etkisi sabit kütle debisi ve sabit basınç oranı koşullarında araştırılmıştır. Özet olarak bu çalışmada, KJ-66 RC mikrojet motorunun profil koordinatları 0.001 mm tolerans ile elde edilmiştir. Kompressör performans haritası transonik çalışma koşullarında dakikadaki devir sayısı 80000, 100000, 120000 olacak şekilde elde edilmiş deneysel veri ile kıyaslanmıştır. Ayrıca temel model 40000-120000 dakikadaki devir sayısı koşullarında deneysel toplam basınçlar oranı ile valide edilmiş ve deneysel veri ile yüzde fark %5'in altındadır. İzentropik verimin valide edilemiyor olmasının sebebi, deneysel çalışmada ısı değiştiricisi varlığı nedeniyle kompressör çıkışındaki toplam sıcaklık ve basınç değerlerinin nümerik analiz değerlerinden farklı olmasıdır. Isı değiştiricileri brayton çevrimini kapalı çevrim haline getirerek türbin çıkışındaki gazların ısısını yanma odasına aktararak verimliliğin artmasını sağlamaktadır. Bu nedenle nümerik analizdeki yalın kompressör ve türbin sonuçları deneysel ölçümlerden farklılık göstermektedir. Yapılan önceki çalışmalarda da izentropik verim deneysel veri ile önemli ölçüde farklılık göstermektedir. Temel modelin toplam basınç, Mach sayısı, yoğunluk kontürleri elde edilmiştir. %50 kanat uzunluğundaki hız üçgenleri ve %10, %50, %90 kanat uzunluğundaki statik basınç dağılımı elde edilmiştir. Valide edilmiş model ile kanat ucu açıklığı parametrize edilmiş, kanat ucu açıklığının KJ-66 RC mikrotürbini üzerindeki etkisi dakikadaki devir sayısı 100000 ve sabit kütle debisi ve sabit basınç oranı koşullarında incelenmiştir. İlk olarak kanat ucu açıklığı 0.015 mm den 1.00 mm'ye sabit kütle debisi koşullarında değiştirilmiştir. Sabit kütle debisi sonuçları sınır tabaka etkileşimi başlayana kadar kanat ucu açıklığı değerinin azaltılmasının izentropik verimi ve toplam basınçlar oranını arttırdığını, ancak belirli bir değerden sonra bir maksimuma erişildiğini göstermektedir. Bu noktada kompressör girişi ve çıkışı yüzeylerindeki arasındaki kütle debisi ortalamalı entropi değerleri farkı minimumdur. Sabit basınç oranı koşullarında yapılan analizler için toplam basınç giriş, statik basınç çıkış sınır koşulu kullanılmıştır. Çıkış statik basıncını sabit tutmak adına temel modelin çıkışındaki alan ortalamalı mach sayısı kullanılarak, çıkıştaki toplam basınçtan statik basınç verisi elde edilmiş ardından çıkış statik basıncı itere edilerek toplam basınçlar oranı temel modelin toplam basınçlar oranı ile aynı olacak şekilde nümerik yöntem uygulanmıştır. Toplam basınçlar oranının sabit tutulmasının temel nedeni kanat ucu açıklığının verim üzerindeki net etkisinin gözlenmek istenmesidir. Kompressör izentropik verim ifadesinde sabit özgül ısı kabülü yapılarak izentropik kısım için sıcaklıklar oranından basınç oranına geçildiğinde izentropik verimin aynı zamanda basınç oranına bağlı olduğu görülmektedir. Toplam basınçlar oranının sabit tutulması ile gerçekleştirilen analizlerde sabit kütle debisi ile gerçekleştirilen analizlerin aksine kanat ucu açıklığının verim açısından optimum değerinin 0 mm değerine yakın olmadığı belirli bir değerden sonra verimin sınır tabaka etkileşimi nedeniyle düşmeye başladığı görülmektedir. Literatürde santrifüj kompressörler için kanat ucu açıklığı ile ilgili benzer çalışmaların bulunmaması nedeniyle literatür özeti kısmında eksenel NASA stage 35 eksenel kompressörü için kanat ucu açıklığı çalışmasından ayrıntılı olarak bahsedilmiştir. Eksenel kompressörlerde kanat uzunluğu aynı olduğundan kanat ucu açıklığı kanat uzunluğunun belli bir yüzdesi olarak ifade edilebilmektedir. Santrifüj kompressörlerde ise kanat ucu açıklığı giriş ve çıkışta sabit ise kanat uzunluğunun değişmesi nedeniyle belirli bir yüzdesi olarak ifade edilememektedir. İlerleyen çalışmalarda farklı geometrik tipteki kanat ucu açıklıklarının aeroakustik özellikleri incelenecektir.

Özet (Çeviri)

Studies on micro gas turbines are still limited, in contrast to other propulsion systems covered in the literature. As a result, the literature summary part of this study provides a detailed explanation of previous investigations. In contrast to axial gas turbines, micro gas turbines have a high thrust/weight ratio, high operating speed, high heat loss, and high surface friction loss. Because of space limits, the compressor stages of micro gas turbines are constructed radially to obtain high pressure ratio in a single stage. This decision results in a high profile loss. In the study, through the use of the k-ω Shear Stress Transport (SST) turbulence model and the solution of pseudo transient and Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) equations, we examine the aerodynamic performance of the compressor stage of the KJ-66 RC (Radio Control Model Aircraft) microjet engine. Coordinates for the hub, shroud, and main and splitter blades of the KJ-66 RC were accurately derived from CAD geometry at points between 0% and 100% of the span. Using Ansys CFX, a compressor performance map for a baseline tip clearance model with a single passage model was created for transonic working circumstances ranging from 80k to 120k rpm. They were compared with the findings of Xiang et al. [1] and the experimental data [2]. The total pressure, mach number, density, and velocity triangles of the baseline tip clearance model were obtained at a 50% span. The static pressure distribution contour on the blades and the static pressure blade loading at%10, %50, and %90 span were determined. The model that was validated was used to parameterize tip clearance. At 100 krpm under conditions of constant mass flow rate and constant pressure ratio, the impact of tip clearance on the performance of the KJ-66 RC MGT compressor was investigated. To determine the ideal tip clearance in terms of isentropic efficiency, the tip clearance was first changed from 0.015 mm to 1.000 mm at 100 krpm at 0.25 kg/s mass flow rate condition. While tip clearance increases, total pressures ratio decreases and in the simulations with constant mass flow rate boundary condition. Thus, pressure ratio and tip clearance distance both have an impact on isentropic efficiency. To ascertain the exclusive impact of tip clearance on isentropic efficiency, a study on tip clearance was conducted at a constant pressure ratio. In summary, in this study, KJ-66 RC main and splitter blade, hub and shroud profile coordinates were precisely obtained from CAD geometry. Compressor performance map was generated for baseline model at transonic operating conditions. They were compared with the experimental data and Xiang et.al results. With the validated model, tip clearance was parameterized. and the effect of tip clearance on the performance of the KJ-66 RC MGT compressor was investigated at best efficiency point on 100 krpm with constant mass flow rate and constant pressure ratio conditions. Firstly, tip clearance was altered from 0.015 mm to 1.000 mm at 100 krpm at 0.25 kg/s mass flow rate condition in order to determine optimum tip clearance in terms of isentropic efficiency. The simulations with constant mass flow boundary condition results in a reduction in pressure ratio while increasing the tip clearance. Thus, isentropic efficiency is both affected by tip clearance distance and pressure ratio. Tip clearance study was also performed also at constant pressure ratio in order to determine bare tip clearance effect on isentropic efficiency. The findings of the mass flow study and constant pressure ratio prove that when the tip clearance normal distance is reduced beyond a certain point, boundary layers begin to interact, this determines a maximum total pressure and isentropic efficiency point for each case.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    133280

    Yatay levha üzerine yerleştirilmiş dikdörtgen kesitli üstü örtülü kanatçık dizilerinden doğal konveksiyon ile ısı transferinin sayısal analizi

    Numerical analysis of natural convection heat transfer from rectangular shrouded fin arrays on a horizontal surface

    HATİCE GAYE YALÇIN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2003

    Makine MühendisliğiGazi Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MECİT SİVRİOĞLU

  2. Tez No

    315245

    Tersine tasarım yönteminin düşük hızlı eksenel fanlara uygulanması

    Application of inverse design method to low speed axial flow fans

    HIDIR MARAL

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2012

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. LEVENT KAVURMACIOĞLU

  3. Tez No

    749206

    Eksenel fanlarda kanat ucu açıklığının fan performansına etkisinin deneysel ve sayısal olarak araştırılması

    Experimental and numerical investigation of the effect of blade tip clearance on fan performance in axial fans

    TÜRKER BURAK GÜVEN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2022

    Makine MühendisliğiSelçuk Üniversitesi

    Havacılık Bilimi ve Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ AZİZ HAKAN ALTUN

    DR. ÖĞR. ÜYESİ SERCAN DOĞAN

  4. Tez No

    439585

    Eksenel gaz türbini kanat ucu geometrisinin hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile aerotermal tasarımı

    Aerothermal design of axial gas turbine blade tip using computational fluid dynamics

    CEM BERK ŞENEL

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2016

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU

  5. Tez No

    759418

    Phase change heat transfer enhancement with surface modification at atmospheric and sub-atmospheric pressures

    Atmosferik ve altmosferaltı basıçlarda yüzey modifikasyonları ile faz değişim ısı transferinin iyileştirmesi

    AYŞENUR ATEŞ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Makine MühendisliğiSabancı Üniversitesi

    Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALİ KOŞAR

Geri Dön