Eksenel kompresörlerde oluk genişliği ve en-boy oranının aerodinamik performansa etkisinin HAD ile analizi
CFD-based analysis of casing groove width and aspect ratio effects on axial compressor aerodynamic performance
- Tez No: 949337
- Danışmanlar: PROF. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 80
Özet
Türbomakinelerde verimi ve operasyonel kararlılığı sınırlandıran en temel sorunlardan biri, rotor kanat ucu bölgesinde meydana gelen ikincil akışlar ve buna bağlı olarak ortaya çıkan stall eğilimidir. Kanat ucu boşluğu, mekanik toleransları güvence altına almak amacıyla gerekli olmakla birlikte, bu boşlukta oluşan basınç farkı nedeniyle gelişen sızıntı akışı ve vorteksler kompresör performansında ciddi kayıplara yol açmaktadır. Literatürde bu tip kayıpları azaltmaya yönelik çeşitli pasif kontrol yöntemleri önerilmiş olup, özellikle çevresel oluk uygulamaları son dönemde öne çıkmıştır. Ancak oluk geometrisinin, özellikle genişlik ve en boy oranı gibi parametrelerinin kompresör performansı üzerindeki etkileri hakkında sistematik ve doğrulanmış sayısal ya da deneysel çalışmalar yetersizdir. Bu tez kapsamında, kanat ucu bölgesinde sızıntı akışlarını kontrol etmek ve stall marjını iyileştirmek amacıyla dokuz farklı oluk konfigürasyonu oluşturularak parametrik HAD analizleri gerçekleştirilmiştir. Oluk genişliği yüzde 3, yüzde 6 ve yüzde 9; en boy oranı ise 1, 1.5 ve 2 değerlerine ayarlanarak farklı konfigürasyonlar tasarlanmış ve bunlar oluksuz referans geometriyle karşılaştırılmıştır. Sayısal çalışmalar için NASA tarafından deneysel verileri mevcut olan Rotor 37 eksenel kompresör modeli referans alınmıştır. Deneysel veriler özgün bir test düzeneğinde elde edilmiş olup, HAD modellemesinin doğruluğunu ve çözüm ağı bağımsızlığını sağlamak amacıyla temel kıyaslama aracı olarak kullanılmıştır. Analizlerde SST k-ω türbülans modeli tercih edilmiş ve yaklaşık 1.5 milyon elemandan oluşan çözüm ağı ile kritik bölgelerde düşük y+ değerleri hedeflenmiştir. Parametrik çalışmalar sonucunda, özellikle yüzde 3 ve yüzde 6 genişlikte ve düşük ya da orta en boy oranına sahip oluk konfigürasyonlarının stall marjını yüzde 15 ila 19 aralığında artırdığı ve verimde ise yüzde 0.1'den daha düşük seviyede kayıplara yol açtığı belirlenmiştir. Buna karşılık, yüzde 9 genişlikteki veya yüksek en boy oranına sahip oluk konfigürasyonlarında ana akışın oluk bölgesinde bozulduğu, uç bölgede düşük enerjili alanların ve vortex yapılarının büyüdüğü; buna bağlı olarak hem stall margininde hem de verimde belirgin düşüşler yaşandığı tespit edilmiştir. Akış görselleştirmeleri, olukların uç bölgesinde oluşan sızıntı akışlarını ve vorteks yapısını baskılayarak daha kararlı bir akış rejimi oluşturduğunu göstermiştir. Q-kriteri analizlerinde de, oluklu ve oluksuz geometrilerdeki vorteks yapılarının boyut ve şiddetindeki değişimler karşılaştırılmıştır. Sonuçlar, optimum oluk tasarımının pasif bir kontrol yöntemi olarak kompresörlerin operasyonel sınırlarını genişletebileceğini ve çok düşük verim kaybı ile daha kararlı çalışma aralığı sağlayabileceğini göstermiştir. Bu çalışma, ileride oluk lokasyonu, genişliği, derinliği ve sayısı gibi parametrelerin optimizasyonu ile ileri düzey sayısal ve deneysel yöntemlerle araştırılmasının önünü açacak bir temel sağlamıştır
Özet (Çeviri)
One of the primary limitations that reduce the aerodynamic performance and operational stability of axial compressors is the development of secondary flows and tip leakage vortices in the rotor blade tip region. The unavoidable clearance between the rotor blade tips and the casing wall is necessary for mechanical and thermal tolerances. However, this clearance gives rise to a pressure differential across the blade tip, resulting in leakage flow from the pressure side to the suction side. The resulting tip leakage vortex interacts destructively with the main flow, contributing to increased energy losses, flow separation, and aerodynamic instabilities such as rotating stall and surge. Stall is a critical flow instability in axial compressors and is often triggered by boundary layer separation or excessive blade loading. Once the flow begins to separate, a cascade of performance losses occurs, including reduced pressure ratio, loss of efficiency, and high-amplitude pressure fluctuations. If the instability progresses further, it may evolve into surge, where the flow reverses direction, potentially causing severe damage to the machine. Thus, extending the stall margin and enhancing compressor stability are fundamental challenges in turbomachinery design. To address these challenges, numerous active and passive flow control techniques have been proposed. Active control methods—such as blowing/suction systems, synthetic jets, and plasma actuators—can directly influence the flow, but they often require additional energy input and are complex to implement. In contrast, passive techniques, which alter the flow path or geometry without requiring extra power, offer a cost-effective and reliable alternative. Among these, circumferential casing grooves have received considerable attention due to their simplicity and potential to delay stall without compromising efficiency. Circumferential grooves modify the near-wall flow structure, particularly in the tip region, by introducing cavities that interact with the tip leakage flow. Depending on their geometry and placement, they can suppress vortex formation or alter vortex trajectory, thereby reducing the negative impact of leakage flow on compressor performance. Although several studies in the literature have examined the effectiveness of grooves in general, detailed parametric studies focusing on groove width and aspect ratio (width-to-height) have been limited. This thesis presents a systematic computational fluid dynamics (CFD) analysis to evaluate the aerodynamic impact of casing groove geometry on axial compressor performance. A total of nine groove configurations were analyzed, resulting from combinations of three groove widths—3%, 6%, and 9% of chord length—and three width-to-height ratios—1.0, 1.5, and 2.0. The baseline geometry used for the analyses was the well-documented NASA Rotor 37, a transonic single-stage axial compressor rotor with abundant experimental data available for validation purposes. The simulations were conducted using the ANSYS CFX CFD software, with high-resolution structured meshes created in ANSYS TurboGrid. Approximately 1.75 million cells were used in each simulation, with particular focus on achieving low wall y⁺ values (
Benzer Tezler
- Eksenel transonik kompresörlerde gövde işlemenin performans ve kararlı çalışma aralığına olan etkisinin incelenmesi
The influence of casing treatment on the performance and stall margin for axial transonic compressors
AHMET BEŞKARDEŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2022
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ERKAN AYDER
- Eksenel kompresör aerodinamik tasarımı
Axial compressor aerodynamic design
İBRAHİM ERYILMAZ
Yüksek Lisans
İngilizce
2013
Havacılık MühendisliğiAnadolu ÜniversitesiSivil Havacılık Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET ŞERİF KAVSAOĞLU
- Sesüstü kompresör çarkı tasarımı
Design of supersonic compressor impeller
BAHUZ CAN OSSO
Yüksek Lisans
Türkçe
2018
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ERKAN AYDER
- Spanwise mixing and turbulent diffusion in axial flow compressors
Eksenel akışlı kompresörlerde açıklık boyunca karışım ve türbülat difüzyon
MERVE ERDAL