A detailed assessment of the effects of 3D radial stacking on the aerodynamic performance of NASA Stage 37 rotor blade

NASA Kademe 37 rotor kanatlarının aerodinamik performansı üzerine 3 boyutlu radyal istifleme etkilerinin ayrıntılı incelenmesi

PDF İndir

Tez No: 918153
Yazar: FURKAN ÜLGER
Danışmanlar: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
Tez Türü: Yüksek Lisans
Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
Yıl: 2024
Dil: İngilizce
Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
Ana Bilim Dalı: Makine Ana Bilim Dalı
Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
Sayfa Sayısı: 171

Özet

Eksenel kompresörler, modern mühendislik sistemlerinin önemli bir bileşeni olup, özellikle gaz türbinleri, jet motorları ve endüstriyel enerji santralleri gibi uygulamalarda kullanılmaktadır. Bu cihazlar, büyük hacimlerdeki hava veya gazı eksenel bir yönde hareket ettirerek ve sıkıştırarak verimli bir şekilde çalışacak şekilde tasarlanmıştır. Eksenel kompresörlerin temel işlevi, sürekli bir akışı koruyarak çalışma akışkanının basıncını artırmaktır; bu da enerji dönüşüm sistemlerinde yüksek performans sağlamak için gereklidir. Eksenel kompresörlerin tasarımı ve çalışması, aerodinamik ve termodinamik prensipler tarafından yönlendirilir. Merkezi bir eksen etrafında dönen rotor kanatları, akışkana kinetik enerji kazandırırken, rotorlar arasında konumlanan stator kanatları bu kinetik enerjiyi basınç enerjisine dönüştürür. Bu kademeli sıkıştırma süreci, eksenel kompresörlerin minimum enerji kayıplarıyla yüksek basınç oranlarına ulaşmasını sağlayarak onları yüksek verimlilik gerektiren uygulamalar için ideal hale getirir. Eksenel kompresörler; yüksek kütle akış oranları, kompakt tasarımları ve çeşitli çalışma koşullarına uyum sağlama yetenekleri gibi avantajlar sunar. Ancak, tasarım aşamasında kanat geometrisi, akış kararlılığı ve mekanik gerilmeler gibi unsurların dikkatle ele alınması gerekir. Akış ayrılması, stall (akış durması) ve surge (akışın ters yönde akışı) gibi sorunların önlenmesi için bu faktörler büyük önem taşır. Eksenel kompresörlerin performansını optimize etmek amacıyla gelişmiş hesaplama araçları ve deneysel yöntemler sıklıkla kullanılmaktadır. Bu tezde de NASA tarafından tasarlanan ve testleri yapılan Stage 37 çalışmasından rotor kanadının iki boyutlu aerodinamik profillerinin tasarımı değiştirilmeden, iki boyutlu aerodinamik profillerin radyal eksen boyunca konumlandırılmaları ile oynayarak üç boyutlu geometride değişiklikler yapılması ve bu değişikliklerin, rotor kanadının performansı üzerindeki etkisinin ayrıntılı bir şekilde incelenmesi hedeflenmiştir. NASA rotor 37 kanadının akış yolu, NASA dökümanında paylaşılan meridyonel kesit görüntüsü ve ölçüleri kullanılarak oluşturulmuşur. Rotor kanadının iki boyutlu aerodinamik profilleri ise NASA dökümanında paylaşılan geometrik parametreler ile oluşturulmuştur. İki boyutlu kesitlerde tasarlanan aerodinamik profiller radyal eksen boyunca istiflenerek üç boyutlu geometri oluşturulmuştur. İki boyutlu aerodinamik profiller NREC-Axial programında oluşturulurken geometrik parametre olarak her bir profil için aerodinamik profilin kiriş uzunluğu, kanadın hücum ve firar kenarı açıları, hücum ve firar kenarı yarı çap değerleri, hücum ve firar kenarı yarım çemberlerinden sonra profilin genişleme açıları ile maksimum kalınlık değeri, profilin sapma açısı gibi parametreler kullanılmıştır. Oluşturulan iki boyutlu profiller radyal eksende istiflendikten sonra oluşturulan geometrinin hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizlerinin yapılması için çözüm ağı oluşturulması gerekmektedir. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizlerinde çözüm ağı oluşturulurken, analiz doğruluğunu ve hesaplama verimliliğini sağlamak için dikkat edilmesi gereken çeşitli kritik unsurlar vardır. Karmaşık yüzeyler veya dar bölgeler gibi alanlarda, ince detayların yakalanabilmesi için ağ yoğunluğu artırılmalıdır. Ancak, çözüm ağı gereksiz yere yoğunlaştırıldığında hesaplama maliyeti ve süresi artacağından, ağ yapısı ile hesaplama kaynaklarının dengelenmesi önemlidir. Ayrıca, sınır tabaka bölgelerinde akış özelliklerini doğru bir şekilde çözümlemek için uygun bir ince ağ yapısı kullanılmalıdır. y+ değerlerinin doğru bir şekilde hesaplanarak, türbülans modellerinin etkin bir şekilde uygulanması sağlanmalıdır. Ağ yapısında ani geçişlerden ve çok yüksek hücre oranlarından kaçınılmalı, bu durumlar çözümün kararlılığını ve doğruluğunu olumsuz etkileyebilir. Bununla birlikte, ağ bağımsızlık testi yapılarak, çözüm sonuçlarının ağdan bağımsız bir şekilde doğruluğu kontrol edilmelidir. Son olarak, hesaplamalı akışkanlar dinamiği yazılımının özelliklerine ve analiz gereksinimlerine uygun bir ağ türü seçilmelidir. Tüm bu faktörler, hesaplamalı akışkanlar analizlerinde güvenilir ve doğru sonuçlar elde etmek için kritik bir öneme sahiptir. Rotor geometrisi ise bu ayrıntılar gözetilerek ANSYS Turbogrid programında y+ değeri kanatçık üstünde 1 değeri hedeflenerek, sınır tabaka çözümünün ise doğruluğunu arttırmak için gerekli yapısal çözüm ağı yapısı oluşturulmuştur. Çözüm ağı oluşturulduktan sonra çözüm ağından bağımsızlık çalışması yapılmalıdır. Çözüm ağından bağımsızlık çalışması, hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizlerinde sonuçların kullanılan çözüm ağından etkilenmediğini doğrulamak amacıyla yapılan kritik bir adımdır. Çözüm ağından bağımsızlık çalışması, farklı çözüm ağı yoğunluklarında aynı fiziksel problemin çözülmesi ve elde edilen sonuçların karşılaştırılması ile gerçekleştirilir. Çözüm ağının kalitesi, küçük basamaklar halinde arttırılır ve her bir çözüm ağı için belirli bir parametrenin sonuçları kaydedilir. Bu tezde ise izantropik verim ve basınç oranı sonuçları kullanılmıştır. Sonuçların, ağ yoğunluğu arttıkça belirli bir değere yakınsaması durumunda çözümün ağdan bağımsız olduğu kabul edilir. Ancak, ağ yoğunluğu ile hesaplama süresi ve maliyeti arasında bir denge kurulması önemlidir; bu nedenle, sonuçların belirgin bir şekilde değişmediği bir ağ yoğunluğu seçilerek analizler optimize edilir. Çözüm ağından bağımsızlık testi, analiz sonuçlarının güvenilirliğini artırmak için hayati öneme sahiptir ve özellikle karmaşık geometriler veya türbülanslı akış gibi hassas uygulamalarda mutlaka gerçekleştirilmelidir. Bu yaklaşım, çözüm doğruluğunu artırırken gereksiz hesaplama maliyetlerini de önlemeye yardımcı olur. Sonuç olarak 11.9 milyon çözüm ağı elemanı ile çalışmaya devam edilmiştir. Çözüm ağından bağımsızlık çalışması yapıldıktan sonra doğrulama çalışması yapılmıştır. Doğrulama çalışması için ANSYS CFX çözücüsünde analiz kurulumu yapıldıktan sonra sonuçlar rotor 37'nin sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Doğru sonuçlara yakınsama sürecinde sınır koşullarının doğru kullanılmasının yanı sıra, doğru çözücü ve türbülans modeli seçimi de önemlidir. Bu yüzden sınır tabaka çözümünü daha iyi yapan k-w shear stress transport çözücüsü ve gamma-theta türbülans modeli seçilmiştir. Doğrulama çalışması, literatürdeki stage 37 deneyinin rotor kanadı için farklı devirlerde verilen performans sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Yeterli doğruluk sağlanan tasarım hızının 90% devir hızındaki sonuçlar üzerinden çalışmaya devam edilmiştir. Çalışmada iki boyutlu aerodinamik profillerin radyal olarak istiflenmesinde kısaca iki farklı şekilde; iki farklı yönde ve her bir doğrultuda iki farklı yönde gerçekleştirilmiştir. İki farklı şekil olarak yay ve tam eğilmiş geometriler oluşturulmuştur. Öteleme doğrultuları aerodinamik kirişi boyunca ve kirişine dik doğrultulardır. Yönler ise kiriş boyunca hücum kenarından firar kenarına, firar kenarından hücum kenarına olacak şekilde; kirişe dik doğrultuda dönüş yönünde ve dönüşe ters yönde olacak şekilde toplam dört tanedir. Yay geometrilerde rotor kanadının kök ve çeper kısımları sabit tutulurken 50% kanat yüksekliğindeki aerodinamik profil belirlenen miktarda ötelenmiştir. Tam eğilmiş geometrilerde ise kök kısmı sabit tutulurken .eğer kısmı ötelenmiştir. Ötelenen kısımlar ve sabit kalan kısımlar arasındaki aerodinamik profiller de ötelenme miktarları kanat boyunca bulundukları % cinsinden yüksekliğe bağlı olarak doğru orantı ile hesaplanmıştır. Böylece ötelenmiş geometrilerde yumuşak bir profil geçişinin sağlanması hedeflenmiştir. Çalışma sonucunda üç boyutlu geometrinin değişmesine sebep olan radyal eksende istiflemesinde değişikliğin performans parametreleri üzerindeki etkileri gözlemlenmiştir. Performans parametreleri olarak dolaylı yoldan perdövites payı ile ilgili olan kütlesel debi aralığı, perdövitesin gerçekleştiği kütlesel debi değeri, boğulmının gerçekleştiği debi değeri basınç oranı ve izantropik verim değerleri kullanılmıştır. Boğulmanın gerçekleştiği debi değeri daralan akış yoluna bağlı olarak şokların konumuyla ilgili olduğu görülmüştür. Genel olarak meridyonel yönde akış yönüne ters ötelenen geometrilerde şok konumu da kanalın daha geniş olduğu yere ötelendiğinden boğulma kütlesel debisinin arttığı, akış ile aynı yönde ötelenen geometrilerde şok konumu da kanalın daralan kesimlerine doğru ötelendiği için boğulma kütlesel debi miktarında azalma olduğu gözlemlenmiştir. Yay öteleme tipinde kanat boyunda bir değişiklik olmasa da tam eğilmiş geometrilerde çeper kısmı ötelendiği için kanat boyunda değişiklikler olmuştur. Buna bağlı olarak kanat boyunun değişmesi akışa aktarılan enerjiyle doğrudan ilgili olduğu için basınç oranındaki değişimde etkili olduğu görülmüştür. Maksimum izantropik verim değerinde sadece kiriş boyunca hücum kenarından firar kenarına doğru yapılan ötelemede artış gözlemlenmiştir. Diğer öteleme çeşitlerinde hem öteleme tipine hem de miktarına bağlı olarak değişen kayıplar vardır. Kütlesel debi aralığında ise sadece kiriş boyunca firar kenarından hücum kenarına tam eğilmiş geometride artış gözlemlenmiştir, bununla beraber göz ardı edilebilecek bir basınç kaybı ve minimal bir verim kaybı vardır. Bu tezde yapılan çalışma, sanayide hali hazırda tasarlanmış olan bir eksenel kompresörün minimal farklılıklar gösteren başka bir havacılık motorunun tasarımı harcanan zamanı ve bütçeyi azaltarak sonuca ulaşabilecek yöntemlerin belirlenmesini hedeflemiştir.

Özet (Çeviri)

Axial compressors are critical components of modern engineering systems, particularly used in applications such as gas turbines, jet engines, and industrial power plants. Compressors are designed to operate efficiently by moving and compressing large volumes of gas or fluid in the axial direction. The primary function of axial compressors is to increase the pressure of the working fluid while maintaining a continuous flow, which is essential for achieving high performance in energy conversion systems. The design and operation of axial compressors are governed by the principles of aerodynamics and thermodynamics. Rotor blades, which rotate around a central axis, impart kinetic energy to the fluid, while stator blades positioned between the rotors, convert this kinetic energy into pressure energy. This staged compression process allows axial compressors to achieve high pressure ratios with minimal energy losses, making them ideal for applications requiring high efficiency. Axial compressors offer advantages such as high mass flow rates, compact designs, and adaptability to various operating conditions. However, during the design phase, factors like blade geometry, flow stability, and mechanical stresses must be carefully considered. These factors are crucial for preventing issues such as flow separation, stall, and surge. Advanced computational tools and experimental methods are frequently employed to optimize the performance of axial compressors, ensuring their efficiency and reliability in demanding applications. This thesis aims to investigate in detail the effects of modifications to the three-dimensional geometry of the rotor blade from the Stage 37 study, designed and tested by the National Aeronautics and Space Administration (NASA). These modifications are achieved by altering the stacking of the two-dimensional airfoils along the radial axis without changing their original two-dimensional design. The primary objective is to comprehensively analyze how these changes influence the performance of the rotor blade comprehensively. The flowpath of the NASA Rotor 37 blade is created using the meridional section view and dimensions provided in the NASA documentation. The airfoils of the rotor blade are also generated based on the geometric parameters shared in the same documentation. These airfoils, designed in two-dimensional sections, are stacked along the radial axis to construct the three-dimensional geometry. After stacking the generated airfoils along the radial axis, a computational mesh must be genrated for conducting CFD analyses of the resulting geometry. Ensuring both the accuracy of the analysis and the computational efficiency requires attention to several critical factors during mesh generation. In regions with complex surfaces or narrow gaps, mesh density should be increased to capture surface curvature and details effectively. However, unnecessary mesh refinement can lead to increased computational cost and time, necessitating a balance between mesh resolution and computational resources. Additionally, an appropriate fine mesh structure is essential in boundary layer regions to accurately analyse flow characteristics and properly calculate y+ values to ensure the effective application of turbulence models. Sudden transitions in mesh size and excessively high aspect ratios should be avoided, as they can adversely affect the stability and accuracy of the solution. Performing a mesh independence study is also crucial to verify that the solution is independent of the mesh configuration. Lastly, the type of mesh (structured, unstructured, or hybrid) should be selected according to the CFD software capabilities and analysis requirements. Considering these factors, the rotor geometry is meshed in ANSYS Turbogrid with a structured mesh, targeting a y+ value of 1 on the blade surface to enhance boundary layer resolution accuracy. The critical step in CFD analysis is ensuring that the results are not influenced by the chosen mesh configuration. A mesh independence study is performed by solving the same physical problem by using meshes with varying densities and comparing the obtained results. The mesh quality and density are incrementally refined in small steps, and specific parameters are recorded for each mesh configuration. In this study, isentropic efficiency and pressure ratio are used as the evaluation metrics. If the results converge to a consistent value as the mesh density increases, the solution is considered independent of the mesh. However, it is essential to balance mesh density with computational cost and time. An optimized mesh density is selected where the results exhibit negligible changes, ensuring computational efficiency without sacrificing accuracy. The mesh independence test is vital for enhancing the reliability of CFD results, particularly in applications involving complex geometries or turbulent flows. This approach improves solution accuracy while avoiding unnecessary computational expenses. Consequently, a mesh with 11.9 million elements is finalized for further analyses in this study. After completing the mesh independence study, a validation study is conducted. For the validation process, the analysis setup is prepared in the ANSYS CFX solver, and the results are compared with the experimental data of Rotor 37. Achieving accurate results during the convergence process requires not only the proper application of boundary conditions but also the selection of an appropriate solver and turbulence model. Therefore, the k-ω shear stress transport solver and the gamma-theta turbulence model, known for their better boundary layer resolution, are chosen. The validation study compares the analysis results with the performance data provided in the literature for the Stage 37 rotor blade at different rotational speeds. Sufficient accuracy is achieved for results at 90% of the design rotational speed, and the study proceeded based on these validated conditions. In this study, the radial stacking of airfoils is performed in two main approaches, each with two distinct directions, resulting in a total of four configurations. The two main stacking approaches involved creating“bow”and“full leaned”geometries. The offset directions are defined along the chordwise and chord normal direction. For each direction, the stacking is performed in two orientations: from the leading edge to the trailing edge and from the trailing edge to the leading edge along the chord, and towards positive rotation and negative rotation directions perpendicular to the chord. In the bow geometries, the hub and tip sections of the rotor blade are fixed, while the airfoil at 50% blade height is offset by a specified amount. In the fully leaned geometries, the hub section is fixed, and the tip section is offset. The offset values for the sections between the fixed and offset sections are calculated proportionally based on their relative height percentages along the blade span. This approach ensured a smooth transition of aerodynamic profiles in the modified geometries. As a result of the study, the effects of radial stacking modifications, which caused changes in the three-dimensional geometry, on performance parameters are observed. The performance parameters considered included the mass flow range, which is indirectly related to the stall margin, near stall the mass flow rate, the choking mass flow rate, the pressure ratio, and the isentropic efficiency. It is found that the choking mass flow rate is associated with the position of shocks, which is influenced by the narrowing of the flowpath. Generally, in geometries offset to upstream, the shock position is also shifted to regions with a wider passage, leading to an increase in the choking mass flow rate. Conversely, in geometries offset to downstream, the shock position shifted towards the narrowing sections of the passage, causing a decrease in the choking mass flow rate. In the bow stacking type, there is no change in the blade height. However, in the full lean geometries, where the tip section is offset, variations in blade height occurred. This change in blade height, being directly related to the energy imparted to the flow, is found to influence the pressure ratio. An increase in peak isentropic efficiency value is observed only in the geometry where the profiles are shifted chordwise from the leading edge to the trailing edge. In other stacking types, losses varied depending on the type and magnitude of the shift. Regarding the mass flow range, an increase is observed only in the full lean geometry with stacking along the chordwise from the trailing edge to the leading edge. This came with a negligible pressure loss and minimal isentropic efficiency drop. This study aims to identify methods that can minimize the time and cost of designing a new aviation engine with minimal differences from an already existing axial compressor design in the industry. By leveraging these approaches, the study seeks to streamline the design process and achieve efficient outcomes in a resource-effective manner.

Benzer Tezler

Tez No
933540
Novel cardiac magnetic resonance imaging sequences used in congenital heart disease
Konjenital kalp hastalığında kullanılan güncel kardiyak manyetik rezonans görüntüleme sekansları
SERÇİN ÖZKÖK
Doktora
İngilizce
2024
Radyoloji ve Nükleer Tıp Koç Üniversitesi
Mühendislik Bilimleri Ana Bilim Dalı
PROF. DR. KEREM PEKKAN
Tez No
958908
Kentsel ısı adası etkisinin doğa tabanlı çözümlerle azaltılması: İstanbul örneği
Mitigating urban heat island effects through nature-based solutions: the case of İstanbul
GİZEM BAYDI
Yüksek Lisans
Türkçe
2025
Şehircilik ve Bölge Planlama İstanbul Teknik Üniversitesi
Bilişim Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FATİH TERZİ
Tez No
927526
Biyolojik modül içerikli mini küp uydu laboratuvarı tasarım – imalat – kinetik testler
Mini cube satellite laboratory with biological module design - manufacturing - kinetic tests
DİLARA DURAK
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Astronomi ve Uzay Bilimleri Başkent Üniversitesi
Biyomedikal Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. DİLEK ÇÖKELİLER SERDAROĞLU
DOÇ. DR. EVRİM GÜNEŞ ALTUNTAŞ
Tez No
729867
Sualtı patlamalarının saha ölçümleri ve sayısal modellemelerle incelenerek civardaki deniz araçlarında hasar tahminleri yapılması
Investigation of underwater explosions by field measurements and numerical modelings to estimate damages on nearby platforms
ALPASLAN TATLISULUOĞLU
Doktora
Türkçe
2022
Gemi Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Gemi ve Deniz Teknoloji Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. SERDAR BEJİ
Tez No
878571
A methodology for assessment of spatial performance in hospital buildings through immersive virtual reality and behavioural sequence analysis
Kapsayıcı sanal gerçeklik ve davranışsal dizi analizi yoluyla hastane binalarında mekansal performansın değerlendirilmesine yönelik bir metodoloji
ELİF BAHAR OKUYUCU
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Mimarlık İstanbul Teknik Üniversitesi
Bilişim Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. SEVİL YAZICI

Geri Dön