Geri Dön

Gaz türbinli motorlarda kullanılan girdap üreteçlerinin yanma performansına olan etkisinin incelenmesi

Investigation of swirlers on combustion performance in gas turbine engines

PDF İndir

  1. Tez No: 992597
  2. Yazar: ALTUĞ MUSLU
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ORKUN ÖZENER, DOÇ. DR. DOĞUŞ ÖZKAN
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Yanma odası, Yakıt atomizeri, Radyal döndürücü, Turbojet, HAD, Combustion chamber, Fuel atomizer, Radial swirler, Turbojet, CFD
  7. Yıl: 2026
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: Yıldız Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Enerji Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.

Özet

Bu tez çalışması kapsamında giriş koşulları SLS ISA olan 500 N itki sağlayacak askeri bir turbojet motoru için yanma odası tasarlanması hedeflenmiştir. Turbojet motorları içerisinde bu itkiye ulaşabilen araçların yanma odalarında kullanılan girdap üreteçlerinin yanma performansına olan etkisi incelenmiştir. Çeşitli girdap üreteçlerinin etkilerini görebilmek adına öncelikle 1 ve 2 boyutlu hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) analizleri ile önceden yapılmış olan hesapların tutarlı olup olmadığı karşılaştırılmıştır. Tez kapsamında tasarım girdisi olarak dış muhafaza çapı 176 mm, iç muhafaza çapı ise 35 mm olarak belirlenmiş olup ileride yapılacak çalışmalarda iç muhafaza çapı rotor dinamiği analizlerine bağlı olarak değişiklik gösterebilecektir. Gasturb14 programı üzerinde yapılan termodinamik çevrim neticesinde 500 N itkiyi sağlayacak yanma odası giriş toplam basıncı 402.633 kPa, giriş toplam sıcaklığı 442.28 K, atomizer çıkışındaki yakıt kütle debisi 0.01677 kg/s ve difüzörden yanma odasına giren hava kütlesi ise 0,835 kg/s olarak belirlenmiştir. Tez kapsamında yanma odası tasarımında SLS ISA şartlarında en fazla %7 lik basınç düşüşü olması gerektiğini ve gömlek sıcaklıklarının güvenilirlik açısından 1300 K metal sıcaklığını geçmemesi gerektiği belirlenmiştir. Türbin ömrü için kritik öneme sahip olan yanma odası çıkış sıcaklık dairesel profili anlamına gelen OTDF değerinin 0,30'dan küçük olması ve yanma odası çıkış sıcaklık radyal profili anlamına gelen RTDF değerinin 0,10 ile 0,16 aralığında olması gerekmektedir. Herhangi bir ağırlık kısıtı getirilmemiş fakat minimum ağırlıkta olmasına dikkat edilmiştir. Tez çalışması kapsamında öncelikle iç muhafaza çapı ve dış muhafaza ölçüleri kullanılarak referans alan ve müteakiben alev tüpü alanı hesaplanmıştır. Bölgelere göre eş değerlilik oranı kabulü yapılarak yanma odası için gerekli diğer hesaplamalar yapılmıştır. HAD analizleri ile yanma ile ilgili tasarım geometrisi kanatlı yapıdaki radyal girdap üreteci ve ön film oluşumunu sağlayan çift sayıdaki girdap üreteci için iki boyutta analiz edilmiştir. Geometrinin çizilmesi Solidworks programı vasıtasıyla gerçekleştirilmiştir. Solidworks programından alınan geometri Ansys CFX üzerinde HAD açısından daha ekonomik olduğu görülen kanatlı yapıdaki radyal girdap üreteçleri ve ön film oluşumunu sağlayan delikli yapıdaki radyal girdap üreteçleri kullanılarak ses altı hızında gerçekleştirilmiştir. Tasarımı oluşturmak için izlenen yolda sırasıyla bir boyutlu termal hesaplamalar, bir boyutlu soğutma hesapları, malzeme seçimi yapılmıştır. İkincil akış analizlerinde soğutma performansı öncelikle iki boyutta incelenmiş olup gömlekteki soğutma etkinliği, delik çapları, sayıları kontrol edilerek hesaplamalar yapılmıştır. İki boyutta elde edilen sonuçlar ile üç boyutta yapılan analizlere geçilmiş ve analizlerden elde edilen sonuçlar ile bu iki girdap üretecinin yanma performansına olan etkisi karşılaştırılmıştır. HAD analizleri k-Epsilon Realizable Türbülans modeli kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Girdap üretecinin üretilebilirlik ve montaj edilebilirlik değerlendirmesi yapılmıştır. Yapılan hesaplamalar ile radyal girdap üreteci ile çalışacak 95 mm çap ve 118.75 mm uzunluğa sahip alev tüpü tasarımı yapılmıştır.

Özet (Çeviri)

In this thesis, the design of a combustion chamber for a military turbojet engine capable of delivering 500 N thrust under SLS ISA conditions was targeted. The study investigates the effect of swirlers employed in the combustion chambers of turbojet engines capable of producing such thrust on combustion performance. To assess the influence of different swirler configurations, preliminary analytical calculations were carried out and subsequently verified through CFD analyses for consistency. The design inputs were determined as an outer casing diameter of 176 mm and an inner casing diameter of 35 mm. It was noted that the inner casing diameter could be subject to change in future studies depending on rotor dynamics analyses. Based on the thermodynamic cycle analysis performed using Gasturb14, the total pressure at the combustion chamber inlet was found to be 402.633 kPa, the total temperature 442.28 K, the fuel mass flow rate at the atomizer outlet 0.01677 kg/s, and the airflow rate from the diffuser into the combustion chamber 0.835 kg/s. Within the scope of this study, it was determined that, under SLS ISA conditions, the pressure drop across the combustion chamber should not exceed 7%, and the liner wall temperatures should remain below 1300 K to ensure structural reliability. The outlet temperature distribution factor (OTDF), representing the circumferential temperature profile at the turbine inlet, should be less than 0.30, while the radial temperature distribution factor (RTDF) should remain between 0.10 and 0.16, as these are critical for turbine life. No specific weight constraint was imposed however, achieving the lowest possible weight was prioritized Using the inner and outer casing dimensions, the reference area and subsequently the flame tube area were calculated. Based on assumed equivalence ratios for different combustion zones, the remaining combustion chamber design parameters were obtained. CFD analyses were carried out in two dimensions for the combustion geometry, which included a radial swirler with vanes and a paired radial swirler for pre-film formation. The geometry was modeled in SolidWorks and prepared for CFD simulations in Ansys Cfx. For cost-effectiveness and manufacturability, CFD simulations were performed in the subsonic regime using vane-type radial swirlers and paired radial swirlers for pre-filming. The design process included one-dimensional thermal calculations, one-dimensional cooling calculations, and material selection. Secondary flow analyses were initially conducted in two dimensions to evaluate cooling performance; the liner cooling efficiency, hole diameters, and hole numbers were adjusted accordingly. The results obtained in two dimensions were used as the basis for three-dimensional CFD simulations, and the combustion performance of the two swirler types was compared. The 3D CFD analyses were performed using the k-ε Realizable turbulence model. Finally, manufacturability and assembly feasibility assessments of the swirlers were conducted. The final design included a flame tube with a diameter of 95 mm and a length of 118.75 mm operating with a radial swirler.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    664750

    Numerical investigation of flow through labyrinth seals in gas turbine engines

    Gaz türbinli motorlarda yer alan labirent keçelerde akışın nümerik incelenmesi

    EMRE EGEMEN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MELİKE NİKBAY

  2. Tez No

    365554

    İç soğutma kanallarında türbülatör kullanımının incelenmesi ve rans temelli türbülans modelleriyle benzetimi

    Investigation on use of turbulators in internal cooling channels and simulation with rans based turbulence models

    SEYHUN DURMUŞ

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2014

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiAnadolu Üniversitesi

    Uçak Gövde Motor Bakım Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. TAHİR HİKMET KARAKOÇ

    DOÇ. DR. OĞUZ UZOL

  3. Tez No

    831488

    Numerical investigation of flow through labyrinth seals with and without honeycomb lands

    Düz labirent keçelerin bal petek yapısı ile ve bal petek yapısı olmadan akış alanının nümerik olarak incelenmesi

    AVNİ ERTAŞ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiGebze Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ SALİH ÖZEN ÜNVERDİ

  4. Tez No

    455405

    Chemical reactor network modelling of a 1000 HP turboshaft engine reverse flow combustor

    1000-HP sınıfı bir turboşaft motorun ters akışlı yanma odasının reaktör ağları ile modellenmesi

    GÖKHAN VAROL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2016

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. ONUR TUNÇER

  5. Tez No

    901743

    Biyogaz yanmasının farklı seyrelticiler altında yanma kararsızlığının deneysel incelenmesi

    Experimental investigation of combustion instability of the biogas combustion under different diluents

    YAKUP ÇAM

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2024

    Sivil HavacılıkErciyes Üniversitesi

    Sivil Havacılık Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MURAT TAŞTAN

    DOÇ. DR. BUĞRAHAN ALABAŞ

Geri Dön