Çit tasarımı ve gövde oluk yapılarının eksenel ve transonik bir türbinin aerodinamik performansına etkilerinin incelenmesi
Investigation of the effects of squealer tip and groove casing treatment on the aerodynamic performance of an axial and transonic turbine
Yazar: DİDEM DENİZ KAYABAŞI
Danışman: DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı / Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering ; Savunma ve Savunma Teknolojileri = Defense and Defense Technologies ; Uçak Mühendisliği = Aeronautical Engineering

Özet:
Eksenel türbinlerde kanat ucu boşluğunun performansa etkisi oldukça büyüktür. Kanat basınç yüzeyi ve emme yüzeyi arasındaki basınç farkının yarattığı uç sızıntı akışı türbin performansındaki kayıpları artırmaktadır. Uç sızıntı akışı üç boyutlu karmaşık bir yapıya sahiptir. Türbinin dönme hareketi için gerekli olan kanat ucu boşluğu ısıl etkiler de gözönünde bulundurulduğunda belirli bir büyüklüğün altında seçilememektedir. Kanat ucu kayıplarını azaltmaya yönelik çalışmalar seçilebilecek minimum kanat ucu yüksekliği dolayısıyla kısıtlı kalmaktadır. Bu nedenle kanat ucunda sızıntı akışını azaltmak amaçlı çeşitli pasif kontrol yöntemleri geliştirilmiştir. Çit yapılı kanat ucu bu yöntemlerden bir tanesidir. Çit yapısında, kanat uç yüzeyinde belirli genişlik ve derinlikte oyuk oluşturulmaktadır.  Bu oyuk, sızıntı akısının vorteks oluşturmasına yol açarak sızıntı debisinin ve basınç kayıplarının azalmasına yardımcı olmaktadır.  
Bir diğer pasif kontrol yöntemi ise gövde oluk yapısıdır. Bu yöntemde kanat ucu yerine gövde üzerinde oluklar oluşturularak sızıntı akışının azaltılması amaçlanmaktadır. 
Tez kapsamında bir turbojet motoruna ait eksenel türbinde farklı kanat ucu yüksekliklerindeki düz kanat ucu, nominal yükseklikteki çit yapılı kanat ucu ve gövde oluk yapısının çit kanat ucu ile birlikte uygulandığı durumlar Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) kullanılarak nümerik olarak incelenmiştir. 
Öncelikle tasarım noktası uç açıklığı olan 0.01h için ağdan bağımsızlık çalışması gerekleştirilmiştir. Kaba, orta ve seyrek olmak üzere üç farklı ağ yapısı oluşturulmuştur. Üç ağ yapısının kanat firar kenarı 0.05 Ca uzaklığındaki basınç kayıp katsayıları karşılaştırılarak çözüm için doğru sonuçları sağlayabilecek ağ yapısına karar verilmiştir.
Ağ yapısı belirlendikten sonra, farklı kanat uç açıklıklarının aerodinamik etkileri incelenmiştir. Bu çalışma için seçilen uç açıklıkları, tasarım noktasındaki nominal kanat uç açıklığı olan 0.01h ile bu uç açıklığına ek olarak 0.005h ve 0.025h uç açıklığı değerleri olmuştur. Üç farklı uç açıklığı değeri için HAD analizleri gerçekleştirilmiştir. Aerodinamik etkiler incelenirken kanat boyunun orta değeri olan 0.5h ve kanat boyu ucuna yakın bir değer olan 0.96h yüksekliklerindeki yüzeylerde basınç kayıp katsayıları karşılaştırılmıştır. Kanat orta yüzeyindeki kayıp katsayıları tüm uç açıklıkları için çok yakın sonuçlar verirken, kanat ucuna yakın yüzeyde birbirlerinden ayrışmaktadırlar. 0.005h uç açıklığı için kayıp katsayılarının düşük değerlerde olduğu görülürken, en yüksek basınç kayıp değerinin 0.025h uç açıklığı için gerçekleştiği görülmüştür. Kanat boyu üzerindeki incelemelere ek olarak kanat veter boyunca da aerodinamik etkiler incelenmiştir. Kanat firar kenarından 0.05Ca uzaklıkta oluşturulan yüzeydeki basınç katsayıları incelendiğinde, kanat ucu açıklığı arttıkça sızıntı vorteksinin küçülerek pasaj vorteksinin büyüdüğü gözlenmiştir. Uç açıklığından geçen sızıntı debi değerleri de karşılaştırılmıştır. 0.005h uç açıklığından geçen sızıntı debisinin 0.01h uç açıklığına göre %68 azaldığı görülürken, 0.025h uç açıklığı için %172 arttığı görülmüştür. Basınç kayıp katsayısı değişimlerini incelendiğinde 0.005h uç açıklığı değerinin 0.01h durumuna göre 0.94% azaldığı, 0.025h durumun ise 0.01h uç açıklığına göre 2.08% arttığı görülmüştür. 
Çit geometrisinin türbin kayıplarına etkilerinin incelendiği çalışmada çit duvar kalınlığı 0.2mm, oyuk derinliği ise 0.35mm seçilmiştir. Çit yapısı akış hacmi için hibrit ağ yapısı oluşturulmuştur. Kanat 0.9h yüksekliğine kadar hegzagonal ağ oluşturulurken çit yapısını içeren uç kısmında tetragonal ağ yapısı oluşturulmuştur. HAD çözüm sonuçları incelendiğinde, kanat uç yüzeyindeki basınç kayıp katsayılarının 0.01h uç açıklığı olan kanada göre 0.19% azaldığı görülmüştür. Kanat çıkışında yine kayıplar azalırken sızıntı vorteksinin küçüldüğü ve pasaj vorteksinin büyüdüğü görülmüştür. Sızıntı debisi değerleri incelendiğinde çit tasarımında orjinal tasarıma göre %9 oranında bir azalma olduğı görülmüştür.
Gövde oluk çalışmasında oluk derinliği 0.01h ve genişlik değeri 0.005Ca seçilmiştir. 2, 4 ve 6 adet oluk yerleştirildiği üç farklı gövde oluk yapısı için bir önceki çalışmada kullanılan çit tasarımlı kanat ile birlikte HAD çözümleri gerçekleştirilmiştir. Sonuçlar incelendiğinde, gövde oluk sayısı artışı ile sızıntı vorteksinde küçülme ve pasaj vorteksinde büyüme görülmüştür.
Sızıntı debisi değerleri incelendiğinde 2 oluklu gövde için debi değerinin orjinal tasarıma göre %31.9 oranında, 4 ve 6 oluklu gövdeler için ise sırasıyla %50.8 ve %68 oranlarında azaldığı görülmüştür. Basınç kayıp katsayısı değişimi ise düz kanada göre 2 oluklu gövde için 0.32% azalma görülürken, 4 oluklu gövde de bu değer 0.25%, 6 oluklu gövdede ise 0.27% azalma sonucu vermiştir.
Çalışmaların sonucunda, uç açıklığı değerini küçültmenin basınç kayıp katsayılarını ve sızıntı debisini azalttığı görülmüştür. Bu değeri arttırmanın CP0 ve sızıntı debi değerlerini arttırdığı görülmüştür. Çit tasarımında sızıntı debisi ve CP0 değerleri düz kanat tasarımına göre azalmıştır. Çit tasarımına gövde oluk yapılarının da eklendiği tasarımlarda aerodinamik etkiler incelendiğinde sızıntı debisi ve basınç kayıpları değerlerinin daha da azaldığı görülmüştür. Tüm incelenen tasarımlar arasında en düşük CP0 değeri 2 oluklu gövde için görülürken, en düşük sızıntı debisi 6 oluklu gövde için gerçekleşmiştir.

Abstract:
Tip clearance of a rotor blade is a necessity for the rotational movement of the blade. It has an important effect on the performance of an axial turbine. Tip clearance has a limit value because of the possibility of a rubbing between blade tip and the casing when the thermal expansions of blade taken account. Tip leakage flow is a fenomenon that occurs on the cause of the pressure differences between the suction and the pressure sides of the rotor blade. Tip leakage flow has a complex and 3D structure. The flow that passes to the suction side of the blade creates a vortex which causes an increase on turbine losses. So, some passive control methods have been developed that lowers pressure losses caused by the tip leakage flow. Squealer type blade tip is one of these passive control methods. In squealer treatment, a cavity is created on the tip side of the blade which has a specific depth and width. In this cavity, a vortex has been developed that helps the leakage mass and pressure losses to decrease. 
Another passive control method is the casing groove treatment. The goal of this method is to decrease the leakage flow and pressure losses by creating cavities on the casing.
The method used in this study is CFD (Computational Fluid Dynamic) which solves conservation equations numerically. CFD has been chosen for investigation of tip clearance effects aerodynamically instead of applying experimental methods because it would be very difficult to measure and calculate flow structures in tip clearance.
In this thesis, a rotor row of a transonic turbine has been investigated aerodynamically. Firstly, a mesh independence study has been examined for the rotor row. After that, aerodynamic effects of tip clearance sizes have been examined. Three different tip clearance sizes have been selected for comparison. Then, a squealer treatment applied to the rotor blade and its effects have been investigated. Finally, three different of groove casing treatment states with the blade that has the squealer tip have been numerically calculated. The number of grooves which are 2,4 and 6 are selected and investigated. The results has been compared with the squealer blade tip case.
Firstly, a mesh independency study has been applied. Three different mesh structures which have coarse, middle and fine element sizes have been created. A CFD analysis has been ran for each mesh structure. Pressure losses at a 0.05Ca distance from trailing edges have been examined. Results of the cases that have fine and middle element sizes have showed very close values of pressure losses. Also, y+ values on blade surfaces have been examined and for middle and fine meshes it has been seen below 2 which was the goal. So, it could be seen that the mesh structure which have middle element sizes can be suitable numerical calculation. And this mesh structure has been used for the next CFD analyses.
A numerical correction has been applied for the selected mesh structure. To compare the CFD results of selected mesh, the values calculated by the design tool has been used. Pressure loss coefficients of CFD calculation and design tool results have been calculated. The difference between these two CP0 values has found out 0.35% which could be accepted.
In tip clearance effect study, the values examined are 0.01h which is the tip clearance of design point, 0.005h and 0.025h tip clearance heigths.  Pressure loss coefficients at blade 0.5h span and blade 0.96h span have been investigated to be able to see the aerodynamical effects. The pressure loss coefficients at middle span for all tip clearences are giving similar results while at 0.96h span they are showing differences. The pressure loss coefficient for 0.005h are the smallest when the largest value has been seen for 0.025h tip clearence. Also, pressure loss coefficient at a surface 0.05Ca away from blade trailing edge have been investigated. And resuls show that the tip vortex and passage vortex are becoming smaller for 0.005h tip clearance. The passage vortex has its largest value for 0.025h tip clearance. The decrease of CP0 for 0.005h tip clearance has been 0.94% against 0.01h tip clearance. Also, a 2.08% increase of CP0 has been calculated for 0.025h tip clearance. Tip leakage mass values also have been investigated. The leakage mass for 0.005h tip clearance has showed a decrease of 74% along 0.01h value. A leakage mass increase of 172% has been calculated for 0.025h tip clearance along 0.01h tip clearence.
In first passive control study, a squealer blade design has been investigated. A width of 0.2mm and a depth of 0.35mm are selected for squealer blade design. A hybrid mesh has been generated for fluid domain where above 90% blade span, tetragonal elements have been used and below this span, hexagonal elements have been created. The CFD results show that pressure loss coefficient values at blade exit have been decreased 0.19% compared to 0.01h tip clearance. Tip vortex has been become smaller and passage vortex seemed to get larger against 0.01h tip clearance case. CP0 values at 0.5h and 0.96h blade spanes also investigated. The leakage mass value of squealer blade has also decreased 9% compared to the original blade design.
In groove casing study, three different cases have been examined. 2, 4 and 6 groove cases are selected for investigation. The depth and the width of the grooves have been selected as 0.01h and 0.05Ca respectively. The states of squealer blade desing and groove casing have been used together in this study. CFD results show that as the groove numbers increase, tip leakage vortex becoming smaller and passage vortex getting larger. The pressure loss coefficients at surfaces that have been created at a distance of 0.05Ca far from blade training edge have been compared. A 0.32% CP0 decrease has been calculated for 2 groove casing while these values are 0.25% and 0.27% for 4 groove and 6 groove casings respectively. While leakage masses are investigated, a 37% decrease have been calculated for 2 groove casing case comparing to the original desing.the leakage mass reduction for 4 and 6 groove casings have been calculated 52% and 68% respectively.
In conclusion, this study has showed that reducing tip clearance size have a positive effect on leakage mass and aerodynamic losses. A tip clearance of 0.005h has provided 74% less leakage mass and 0.94% better pressure loss instead of using 0.01h tip clearance. When the tip clearance has increased to 0.025h, the leakage mass and CP0 have risen 171% and 2.08% respectively along 0.01h tip clearance state. The passive control methods that have used for lowering aerodynamic effects of tip clearance have provided better results. Adding squealer tip on blade has reduced tip leakage mass 9% and pressure loss coefficient 0.19%. Using groove casings with squealer blade tip has also reduced turbine losses. Applying 2, 4 and 6 grooves to the casing has lessened pressure loss coefficients by 0.32%, 0.25% and 0.27% respectively. The most pressure loss reduction has been calculated for the design which has 2 groove casing with squealer blade tip. Leakage mass values have affected more with the use of grooves on casing. The casing that has been applied 6 grooves has provided 68% less leakage mass while these decreases have values of 52% and 37% for 4 and 2 groove casing states respectively.