Çok kademeli eksenel kompresörlerin ön tasarım aracının geliştirilmesi
Devolopment of multistage axial compressor preliminary design tool
Yazar: RAFIS MUKHAMMEDIAROV
Danışman: DOÇ. DR. HADİ GENCELİ
Yıldız Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Bu tez, çok kademeli eksenel kompresörler için bir ön tasarım aracının geliştirilmesini sunmaktadır. Bu araç, ortalama çapta akış yolunun hesaplanması ve akabinde akım çizgisi eğriliği yöntemi kullanılarak iki boyutlu akış analizinin yapılması için belirlenmiş metodolojilerden yararlanmaktadır. Akış yollarını düzeltmek için iç içe döngülere olan ihtiyacı ortadan kaldıran ve hesaplama verimliliğini artıran yeni bir yaklaşım önerilmektedir. İki boyutlu çözücü, denklemleri iç içe döngüler olmadan çözmek için özgün bir yöntem kullanmaktadır.

Bu tasarım aracın temel odak noktası, kademeler bazında ortalama kayıpların güvenilir tahminlerini sağlayan basitleştirilmiş kayıp modellerini kullanarak ön kompresör tasarımı yapmaktır. Başlangıç tasarım aşamasında, geometrik parametrelerin belirlenmektedir. Geliştirme süreci, kodun kullanılabilirliğini ve genişletilebilirliğini artıran nesne yönelimli programlama prensiplerine uygun olarak gerçekleştirilmiştir.

Aracın validasyonu, tanınmış enerji verimli motorun (EEE) yüksek basınçlı kompresör ve NASA Kademe 37'nin performans verileri kullanılarak yapılmıştır. Hesaplamalar, kütle debisi, basınç oranı, girişteki kök-uç çap oranı, akış katsayısının dağılımı, iş katsayısı ve kademeler boyunca stator çıkış açısı gibi anahtar giriş parametrelerine ve diziler boyunca boyutsuz belirleyici çapın dağılımına dayanmaktadır. Geliştirilen kodun yeterliliği, rotor hızını, izantropik verimliliği ve basınç oranı dağılımını, sıcaklık artışını, kademe izantropik verimliliğini, kanat difüzyon faktörlerini, kayıp katsayılarını ve diğerlerini içeren anahtar performans göstergeleri incelenerek değerlendirilmiştir. EEE kompresörünün tek boyutlu hesaplamasında verimlilik ve dönme hızı sapmaları sırasıyla %-0,12 ve %-0,65'tir. NASA Kademe 37'nin iki boyutlu doğrulama hesaplamasında da sonuçlar kompresör test verileriyle iyi bir uyum göstermiştir.

Ayrıca, geliştirilen yazılım kullanılarak dört kademeli bir kompresör tasarlanmış ve parametreleri sayısal deneylerle doğrulanmıştır. Kütle debisindeki tasarım parametrelerinden sapma %-3,6, basınç oranı için %-2,81 ve verimlilik için %-1,81 olarak belirlenmiştir.

Sonuç olarak, bu ön tasarım aracı, çok kademeli eksenel kompresörlerin tasarımı için pratik ve verimli bir çözüm sunmaktadır. Sunulan metodoloji ve doğrulama sonuçları, tasarım süreci hakkında değerli bilgiler sağlamakta ve turbo makine tasarımında gelecekteki araştırmalar için bir temel oluşturmaktadır.

Abstract:
This thesis presents the development of a preliminary design tool for multi-stage axial compressors. The tool leverages established methodologies for calculating the flow path at mean diameter and subsequent two-dimensional flow analysis using the streamline curvature method. A novel approach to smoothing flow paths is proposed, which eliminates the need for nested loops and enhances computational efficiency. The two-dimensional solver employs an original scheme for solving equations without nested loops.

The primary focus of this tool is on preliminary compressor design utilizing simplified loss models that provide reliable predictions of stage-wise average losses. This facilitates the determination of geometric parameters during the initial design phase. The development process adheres to object-oriented programming principles, enhancing code usability and extensibility.

Validation of the tool is conducted using performance data from the well-known energy efficient engine (EEE) high-pressure compressor and NASA Stage 37. The calculations are based on key input parameters such as mass flow rate, pressure ratio, hub-to-tip diameter ratio at the inlet, distribution of flow coefficient, loading coefficient, and stator exit angle across the compressor stages, as well as the distribution of the dimensionless mean diameter across the rows. The adequacy of the developed code is evaluated by examining key performance indicators, including rotational speed, isentropic efficiency, pressure ratio distribution, temperature rise, stage isentropic efficiency, blade diffusion factors, and loss coefficients. The deviations in efficiency and rotational speed for the one-dimensional calculation of the EEE compressor are -0.12% and -0.65%, respectively. In the two-dimensional validation for NASA Stage 37, the results also showed good agreement with the compressor test data.

Furthermore, a four-stage compressor was designed using the developed software, and its parameters were validated through numerical experiments. The deviation from the design parameters for mass flow rate was -3.6%, for pressure ratio -2.81%, and for efficiency -1.81%.

In conclusion, this preliminary design tool provides a practical and efficient solution for the design of multi-stage axial compressors. The presented methodology and its validation results offer valuable insights into the design process and lay a foundation for future research in turbomachinery design.