Havacılık motoru türbin disk boşluğunun sonlu hacim ve sonlu elemanlar modellerinin bütünleşik çözüm tekniği kullanılarak termohidrolik analizi
Thermohydraulic analysis of turbine cavity of an aero-engine via coupled solution of finite volume and finite element models
Yazar: EMİN NADİR KAÇAR
Danışman: PROF. DR. LATİFE BERRİN ERBAY
Eskişehir Osmangazi Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Doktora, 2017
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Dönen-sabit boşluk sisteminin performansına etki eden parametrelerin araştırılması ve türbin disk bölgesinde daha gerçekçi sıcaklıkların elde edilmesi amacıyla bu çalışmada küçük bir turbojet motorunun türbin boşluğu incelenmiştir. Temelde dönen-sabit duvarlara sahip olan bu boşluk soğuk basınçlandırma havasıyla düşük basınçlı, sıcak ana akış arasında bulunan bir bölgedir. Çalışma iki ana başlık altında yürütülmüştür. Birinci bölümde dönen-sabit boşluklarda akışın fiziğini ve etki eden parametreleri belirlemek amacıyla parametrik çalışma gerçekleştirilmiştir. Bu çalışmada sekiz parametrede farklı değerler kullanılarak HAD analizleri gerçekleştirilmiştir. Bu parametreler giriş konumu, giriş çapı, çıkış konumu, çıkış çapı, boşluk genişliği, köşe yuvarlatma, giriş/ çıkış basınç oranı ve giriş açısı değerleridir. Toplamda üç giriş konumu, iki giriş çapı, üç çıkış konumu, iki çıkış çapı, altı genişlik, altı köşe yuvarlatma, altı basınç oranı ve altı giriş açısı değeri kullanılarak 36 adet analiz gerçekleştirilmiştir. Analiz sonuçları merkez döngüsünün büyüklüğü, boşluk çıkışındaki toplam basınç dağılımı ve sıcak akışın tersine girişi açısından incelenmiştir. İkinci bölümde ise; ısıl analizlerde daha gerçekçi sıcaklık değerlerini hesaplayabilmek amacıyla bütünleşik çözüm yöntemi kullanılarak türbin boşluğu bölümü analizleri yapılmıştır. Bütünleşik çözüm yapabilmek için hazırlanan özgün kodun kullanılan geometride çalışması sağlanmıştır. Ayrı ayrı oluşturulan iki model; sonlu elemanlar ve sonlu hacim modelleri, kod tarafından çözdürülmüş ve yüzeydeki metal sıcaklığı değerinin daha doğru değere yakınsaması izlenmiştir. Çözüm için HAD analizinden sırasıyla ısı transfer katsayısı & gaz sıcaklığı ve ısı akısı değerleri alınarak farklı iki yöntemle alışveriş yapılmıştır. Çalışma sonunda termal boya uygulanmış türbin boşluğu yüzeyinde motor testi sonucu sıcaklık dağılımı elde edilmiş ve iki alışveriş yöntemiyle karşılaştırılmıştır. İki yöntemin sonucunun da termal boyada görünen renk aralığına uyumlu olduğu gözlemlenmiştir. Çalışma sonucunda bu tip boşluk tasarımlarında hem akış açısından dikkat edilmesi gereken noktalar belirlenmiş hem de bütünleşik çözüm yöntemi sayesinde aşırı güvenli tasarım yapılmasının önüne geçilmiştir.

Abstract:
To search parameters affecting performance of rotor-stator cavity and to obtain realistic metal temperature values at turbine disc region, turbine cavity of a small turbojet engine was investigated in this study. The cavity is a domain between cool pressurization air and hot, low pressure main flow with rotating and static walls fundamentally. The study was conducted under two main titles. In the first part, parametric analyses were carried out to investigate the physics of flow and effective parameters in rotor-stator cavities. This part focused on CFD analyses using eight parameters with different values in each. These parameters are inlet position, inlet diameter, outlet position, outlet diameter, width of cavity, corner curvature radius, inlet/ outlet pressure ratio and inlet swirl angle. Totally there are 36 analyses for three inlet positions, two inlet diameter values, three outlet positions, two outlet diameter values, six width values, six corner curvature radius values, six pressure ratio values and six inlet swirl angles values. The results were examined according to size of core vortex, total pressure distribution at cavity outlet and hot gas ingestion. In the second part, turbine cavity analyses were conducted using coupled solution method to calculate realistic temperature distribution. For the coupled solution, in-house software was adapted to run for the special turbine cavity geometry. Separately prepared finite element and finite volume models were controlled by the software and convergence of metal temperature distribution at the surface to the more correct values was monitored. For the solution two different methods were used by exchanging heat transfer coefficient & gas temperature and heat flux values respectively from the CFD model. At the end of analysis phase the results of two methods were compared with temperature distribution results which were obtained from engine test using thermal painted turbine cavity surfaces. Both of the solutions were consistent with the color code of thermal paint test. As a result of the study, both the key points of design of such turbine cavities which were revealed from the flow point of view and over design was prevented using coupled solution method.