Parametrik oluk yapısının eksenel gaz türbinlerindeki aerodinamik performansa etkisinin hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile incelenmesi
Investigation of the effect of the parametric casing grooves on aerodynamic performance in axial gas turbines by using computational fluid dynamics
Yazar: ANIL BERK ATALAR
Danışman: DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Isı-Akışkan Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2019
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering ; Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering

Özet:
Türbomakina performansını etkileyen önemli etkenlerden birisi kanatçık etrafındaki ikincil akışlardır. Bu akışlar 3 boyutlu ve karmaşık bir halde kanatçık boyunca oluşmaktadır. Türbomakinalarda genellikle döner parçalarda kanat ucu boşluğu bulunmaktadır ve bu kanat ucu boşluğu, sıcaklıktan dolayı genleşme durumunda sabit rotor gövdesinde hasar oluşmasını engellemektedir. Kanat ucu boşluğu mekanik hasarları engellemesi açısından olumlu bir yapı iken, sızıntı vortekslerine sebep olması bakımından da aerodinamik performans düşüşüne sebep olmaktadır. Kanat ucu boşluğundaki bu sızıntı akışı, emme ve basma kenarları arasındaki basınç farkından dolayı meydana gelmektedir ve kanatçığın emme kenarında ani genişleme ile beraber pasaj akımına karışmaktadır. Sızıntı akışları kanat ucunda hareket ederken ani daralmadan dolayı sızıntı kabarcığı oluşumuna sebebiyet verirler ve bu sızıntı kabarcığının boyutu, kanat kalınlığına bağlı olarak değişmektedir. 
Literatürde sızıntı akışının performansa etkilerini azaltacak pasif kontrol yöntemleri bulunmaktadır. Özellikle oluk yöntemi ve oluk içerisine hava enjeksiyonu kompresör kademesi için denenmiş olup perdövites marjında (stall margin) iyileştirme sağlamıştır. Eksenel türbinler için oluk yapısı daha önce lineer kaskat için çalışılmış olup, stator ve rotor kademesini aynı anda içeren türbin tam kademesi için çalışılmamıştır. Tez kapsamında da parametrik oluk yapısı tam türbin kademesi için incelenmiş olup, toplam kayıpları azaltması öngörülen parametrik oluk yapısı belirlenmiştir.
Araştırılacak olan oluk yapıları Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yardımıyla sayısal olarak incelenmiş; sıkıştırılamaz, daimi ve zamandan bağımsız RANS denklemleri HAD analizlerinde çözülmüştür. Kullanılan türbülans modeli daha önce bir çok defa türbomakina uygulamaları için doğruluğu kanıtlanmış SST k-ω türbülans modeli olup karmaşık üç boyutlu akış yapılarını çözmede başarılı bir modeldir.
Geometrik katı modelde kanat ucu boşluğu ortalama olarak t/h= 0.8% oranına sahip olup, kanat ucu boşluğunun yüksekliği kord boyunca sabit değildir. Bu sebepten dolayı 7 farklı noktadan ölçüm alınarak ortalama kanat ucu yüksekliği 2.43 mm olarak belirlenmiştir. Bu kadar dar bir alandaki akış yapısının iyi anlaşılması için sık ve kaliteli bir çözüm ağı üretilmiş olup gerçek deney düzeneği AFTRT ile sonuçlar karşılaştırılarak çözüm ağından bağımsızlık çalışması yapılmıştır. Üç farklı çözüm ağı sırasıyla 4 milyon, 5.5 milyon ve 7 milyon eleman içermekte olup, orta sıklıktaki 5.5 milyon eleman içeren çözüm ağı sayısal çalışma için uygun bulunmuştur. Daha sonraki aşamalarda, olukların da geometriye eklenmesi ile beraber çözüm ağındaki eleman sayısı yaklaşık olarak 7.2 milyona çıkmaktadır. 
Rotor ve stator kanatçıklarının orta düzlemleri için basınç katsayısı doğrulaması yapıldıktan sonra oluk 3 farklı tipte (dikdörtgensel, ıraksak, yakınsak) ve 2 farklı yükseklikteki (g/τ=0.5 ve g/τ=1.0) oluk yapıları incelenmiştir. Sonuçlar incelendiğinde g/τ=0.5 yüksekliğindeki ıraksak ve yakınsak oluklarla aerodinamik performansta sırasıyla 1.91% ve 0.34% oranında iyileşme sağlanırken; özellikle oluk yüksekliği arttıkça türbin performansında düşüş gözlemlenmiştir. 
Yapılan incelemelerde oluğun performansa etkisinin, oluk içerisindeki akış yapısına direkt olarak bağlı olduğu belirlenmiştir. Özellikle dikdörtgensel oluklarda ve g/τ =1.0 yüksekliğine sahip oluklarda, oluk içerisinde hareket eden akış dönel hale gelmektedir. Bu tipteki akış emme kenarından ani genişleme ile pasaj akımına karışırken pasaj akımına yaptığı blokaj etkisi ile beraber emme kenarında toplam basınç katsayısında ve hız alanında düzensizliğe neden olmaktadır. Bu düzensizlik, sızıntı vorteksi ve pasaj vorteksinin karışım mekaniğini etkileyerek sızıntı vorteksinin çekirdeğini büyütmektedir. Aynı şekilde, g/τ=0.5 yükseklikteki oluklarda ise sızıntı vorteksi ile pasaj vorteksi veter hatta boyunca daha geç ayrılarak çekirdeğin büyümesine engel olmakta ve aerodinamik performansı arttırmaktadır.
Ek olarak, farklı oluk tipleri için incelenen Q kriterinde vorteks alanları karşılaştırmalı olarak incelenmiştir. Farklı oluk tiplerine göre değişen vorteks yapılarının alanları incelendiğinde, kayıpların az olduğu ıraksak g/τ=0.5 oluk tipinde vorteks alanında 1.152% küçülme meydana gelirken; dikdörtgensel g/τ=1.0 oluk yapısının vorteks alanında 1.95%'lik bir büyümeye olmaktadır.
Literatürde bir diğer kontrol yöntemi olan hava enjeksiyonlu oluk modeli türbin için de tez kapsamında sayısal olarak incelenmiştir. Daha önce sadece kompresör kademesi için denenen hava enjeksiyonu yöntemi g/τ=1.0 yüksekliğe sahip toplam 5 oluk genişliğindeki yapı için araştırılmıştır. Hava enjesiyonunun debisi, türbin ana hava girişi debisinin 1%'i kadar olup toplam performansa etkisi karşılaştırmalı olarak verilmiştir. Hava enjeksiyonunun, rotor kademesinde kanat ucu boşluğundaki akışı yönlendirmesinin yetersiz kaldığı ve 12% oranında ciddi bir performans düşüşüne yol açarak vorteks çekirdeğini büyüttüğü tespit edilmiştir.
Pasaj vorteksi ve sızıntı vorteksi ters yönlerde dönerek oluşmaktadır, bundan dolayı sızıntı vorteks çekirdeğinin küçültülmesi ve zayıflatılması, pasaj vorteksini radyal yönde yukarı kaydırarak ana vorteks çekirdeğinin daraltılmasını sağlamaktadır.
Literatürde türbin kademesi için gövdede pasif kontrol teknikleri ile ilgili olarak eksiklikler bulunmaktadır. Tez kapsamında rotor kademesindeki pasif kontrol tekniklerinin aerodinamik performans üzerindeki etkisi irdelenmiştir.

Abstract:
In the scope of the thesis, the aerodynamic performance of axial gas turbine was investigated. One of the most important factors affecting turbomachinery performance is the secondary flows around the blade. These streams are formed in a 3D and they have complex form throughout the chord. Secondary flows in a turbine include Hub and Casing endwall vortices, Horseshoe vortex, Counter Vortex, and Passage vortex. Viscous losses (endwall boundary layers of hub and casing surfaces, airfoil profile losses, wake losses) are responsible for 25% of the turbine stage loss. The remaining 75% of the turbine stage losses are associated with the blade (rotor). The most significant contributor to this major rotor loss is due to tip clearances, which accounts for one-third of the total stage loss.
In general, there is a tip gap above the rotating parts in Turbomachinery which prevents mechanical damage due to thermal expansion. The tip gap is a positive factor in terms of preventing mechanical damage, but also causes a decrease in aerodynamic performance because of leakage vortex. This leakage flow in the tip gap is induced by the pressure difference between the suction and pressure side; therefore, flow exits the suction side with a high velocity at an oblique angle relative to the passage flow and interacts with the incoming passage flow which causes the leakage vortex to roll up into a vortical structure. Leakage flows cause the formation of leakage bubbles due to sudden contraction as they move at the tip of the blade, and the size of this leakage bubble varies depending on the blade thickness.
There have been many investigations in order to figure out the formation of the secondary flows around the blade for many years. However, these investigations are troublesome with only experimental results because of the fact that visualizing of flow characteristic of turbomachinery with high RPM is not possible most of the time. Therefore, Computational Fluid Dynamics was used for determination of flow characteristic and total loss coefficient in this research. Numerical results have compared with the experimental results of Pennsylvania State University Axial Flow Turbine Research Facility (AFTRF).
There are different passive control methods in the literature to reduce the effects of leakage flow on aerodynamic performance. In particular, the casing grooves and the air injection into the groove method have been tried for the compressor stage and it has improved the stall margin. The groove structure for axial turbines has previously been studied for linear cascade and has not been studied for the full stage of the turbine, which simultaneously includes the stator and the rotor stage. In the scope of the thesis, the groove structure was examined for the full turbine stage (NGV and Rotor) and the parametric groove structure was determined to decrease the total losses.
The groove structures to be investigated were analyzed numerically with the help of Computational Fluid Dynamics; Incompressible, steady-state RANS equations were solved in CFD analysis. The turbulence model was obtained as SST k-ω turbulence, which has been proven to be capable for turbomachinery applications many times, and it is a successful model for solving complex three-dimensional flow structures.
In the parametric solid model, the tip gap has an average of t / h = 0.8%, and the height of the tip gap is not constant along the cord. For this reason, the average tip height was measured and determined as 2.43 mm from 7 different points. In order to understand the flow structure in a narrow area such as blade tip gap, a dense and high-quality mesh was generated and the results were compared with the actual experimental setup of AFTRT. Also, the test of the mesh independency was performed using three different mesh which consisted of 4 million, 5.5 million and 7 million elements, respectively. In later stages, with the addition of the grooves to the geometry, the number of elements in the mesh increases approximately 7.2 million.
After validation of the pressure coefficient for the mid-span of the rotor and stator blade, three different types of grooves (rectangular, divergent, convergent) and 2 different heights (g/τ=0.5 and g/τ=1.0) were investigated. When the results were examined, the divergent and convergent casing grooves for g/τ=0.5 height showed 1.91% and 0.34% improvement in aerodynamic performance, respectively. However, aerodynamic performance decreases, especially when groove height increases.
It was determined that the groove performance was directly related to the flow in the casing grooves. Particularly in rectangular grooves and grooves with g / τ = 1.0 height, the flow moving in the groove becomes a swirl. This type of swirling flow causes an irregularity in the total pressure coefficient and velocity field at the suction side. Also, leakage flow leads to making a blocking effect on the passage flow by sudden expansion through the suction edge. This irregularity increases the core of the secondary flow vortex by affecting the interaction of the leakage vortex and the passage vortex. In addition, for the casing grooves g/τ =0.5 height, passage vortex and leakage vortex are separated late through the chord when compared with other types and it has the help of preventing the growth of the core, so it increases aerodynamic performance.
Investigation of Q criteria, which is related with vorticity and shear strain, help to understand flow characteristic around blade. Also, when we investigated the Q criteria regions for 0.0025 s-2, interaction of tip passage vortex (TPV) and Leakage vortex (LV) can be seen clearly. Leakage flow and Passage flow passes by the 0.33Ca, 0.59 Ca and 0.82Ca sections which are investigated for Cpo contour. When the total pressure coefficient is examined on the sections on the blade and the exit, the bigger the core of vortex regions with low CP0, the lower the aerodynamic performance.
When the effect of the number of casing grooves on the rotor shroud was examined for the tip leakage flow, it was seen that the first groove has impact of decreasing velocity of tip flow. However, the second and the third casing groove help both to decrease velocity and redirect flow. 
The passage vortex and the leakage vortex form rotating in the opposite directions, so the reduction and weakening of the core of the leakage vortex causes the narrowing and sliding main vortex core. Also this effect helps to move the passage vortex upward in radial direction.
Another control method in the literature, the air-injected casing groove model was also examined numerically for the turbine. Previously, the air injection method which was tried for the compressor stage was investigated for a rotor casing with the width of 5 grooves and g/τ =1.0 height. The mass flow rate of the air injection is 1% of the turbine air mass flow rate and the effect on the total performance is given comparatively. It was obtained that air injection in the rotor stage was insufficient for redirection of tip flows, and it increased the total loss approximately 12% for axial turbine.
There are deficiencies in the literature regarding the passive control techniques in the rotor for the turbine stage. In the thesis, the effect of passive control techniques on aerodynamic performance for rotor stage is examined and best groove type was obtained.