Kanat profillerinde kavislendirmenin eksenel kompresör performansına etkileri
The effects of sweep of airfoils on axial compressor performance
Yazar: İBRAHİM ETHEM ESER
Danışman: PROF. DR. TAHİR YAVUZ
Başkent Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Makine Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2021
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering
Dizin: Gaz türbinli motorlar = Gas turbine engines ; Kompresör = Compressor

Özet:
Bu tez çalışmasında gaz türbinli motorların temel parçalarından olan eksenel kompresörde bulunan rotor kanatçıklarına uygulanan kavislendirme işleminin kompresör performansına etkileri ele alınmıştır. Tasarlanmış rotor kanatçığı için HAD yöntemi kullanılarak aerodinamik etkiler, verimler incelenmiştir. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri
ANSYS CFX 19.2 programı ile gerçekleştirilmiştir. Kompresör modeli ANSYS DesignModeler modülü kullanılarak oluşturulmuştur. Oluşturulan çözüm ağları ANSYS CFX programına entegre edilerek akış şartları ve çözüm paremetreleri tanıtılmıştır. Rotor kanatçık modelinin dizaynı için NASA67 Rotor kanatçık modelinin tasarım parametreleri ve geometrik ölçüleri baz alınmıştır. Daha sonra NASA67 deney sonuçları ile dizaynı yapılan rotor modelinin çıktıları karşılaştırılıp doğrulama işlemleri yapılmıştır. Analiz sürecinde 3 ader rotor kanatçığı oluşturulmuştur. Daha sonra CFX-Pre modülü kullanılarak çözüm paremetreleri tanımlanmıştır. Analizlerde k-w türbülans modeli kullanılmıştır. Hesaplamalar CFX-Solver ile yapılıp, CFD Post modülü üzerinden analiz sonuçları elde edilmiştir. Modeli oluşturulan rotor kanatlarına 20° ileriye ve arkaya kavislendirme işlemi uygulanmıştır. Eksenel kompresörün tasarım gereklerinden dolayı eksenel fanlardaki gibi yüksek kavislendirme açılarının verilmesi analiz sonucunda tutarsız sonuçlar elde edilmesine neden olacaktır. Ayrıca yüksek kavislendirme açılarının uygulandığı eksenel fanların incelendiği araştırmaların sonuçlarında tutarsızlıklar gözlemlenmiştir. Bu nedenlerden dolayı kavislendirme açısı ortalama bir değer olan 20° seçilmiştir. Yapılan çalışmada elde edilen sonuçlara göre, referans rotor kanatçığının basınç değeri 4.76 Pa, ileri kavislendirme işlemi uygulanan modelin basınç değeri 4.84 Pa ve geriye kavislendirme işlemi uygulanan modelin basınç değeri 4.68 Pa olarak bulunmuştur. Verim değerleri incelendiğinde, referans modelin verim değeri % 88.73, ileriye doğru
kavislendirilmiş modelin % 88.84 ve geriye doğru kavislendirilen rotor modelinin verim değeri ise % 88.68 olarak bulunmuştur. İleri yönde kavislendirme uygulanan modelde emme yüzeyi için oluşturulan basınç katsayı değeri -1.5 olarak bulunmuştur. Referans modelin yüzey basınç katsayısı ise 1.1 mertebesinde olduğu belirlenmiştir.. Geyiye doğru
kavislendirme uygulanan model ile referans modelin basınç değerleri karşılaştırıldığında basınç katsayısının sıfır değerine yaklaştığı referans modelin ise bu noktada 0.8 mertebelerinde basınç katsayı değeri oluşturduğu gözlemlenmiştir. Sonuç olarak ileri kavislendirlen rotor kanatçık modelinde verim değeri referans modele göre % 0.2'lik,
toplam basınç değeri ise % 1.7'lik bir artışla kompresör performansına olumlu etkisi olmuştur. Kavislendirme işlemlerinde optimum açıdaki verimliliği bulmak için rotor kanatçığı ileri yönde sırasıyla 10°, 15°, 20°, 25° ve geriye doğru yönde 10°, 20° derece açılar ile kavislendirilmiştir. Optimum açı ileri yönde 25° derece ile % 89.77 olarak
belirlenmiştir.

Abstract:
In this thesis, the effects of the bending process applied to the rotor blades in the axial compressor, which is one of the basic parts of gas turbine engines, on the compressor performance are discussed. Aerodynamic effects and efficiencies were investigated by using CFD method for the designed rotor blade. Computational fluid dynamics analyzes
were performed with ANSYS CFX 19.2 program. The compressor model was created using the ANSYS DesignModeler module. Flow conditions and solution parameters were introduced by integrating the created solution networks into the ANSYS CFX program. For the design of the rotor blade model, the design parameters and geometric dimensions of the NASA67 rotor blade model were taken as a basis. Then, the results of NASA67 experiments and the outputs of the designed rotor model were compared and validation processes were made. During the analysis process, 3 rotor blades were formed. Then, the
solution parameters are defined using the CFX-Pre module. The k-w turbulence model was used in the analyses. Calculations were made with CFX-Solver and analysis results were obtained via the CFD Post module. The modeled rotor blades were curved 20° forwards and backwards. Due to the design requirements of the axial compressor, giving high
bending angles as in axial fans will result in inconsistent results as a result of the analysis. In addition, inconsistencies were observed in the results of studies examining axial fans with high bending angles. For these reasons, the curvature angle was chosen as an average value of 20°. According to the results obtained in the study, the pressure value of the reference rotor blade was 4.76 Pa, the pressure value of the model with forward bending
process was found to be 4.84 Pa, and the pressure value of the model with back bending process was 4.68 Pa. When the efficiency values were examined, the efficiency value of the reference model was found to be 88.73 %, the forward curved model 88.84 % and the backward curved rotor model 88.68 %. The pressure coefficient value created for the suction surface in the forward curving model was found to be -1.5. The surface pressure coefficient of the reference model was determined to be in the order of 1.1. When the pressure values of the reference model and the model to which the curvature was applied to the deer were compared, it was observed that the pressure coefficient approached the zero
value and the reference model formed a pressure coefficient value of the order of 0.8 at this point. As a result, in the forward curved rotor blade model, the efficiency value increased by 0.2 % and the total pressure value increased by 1.7 % compared to the reference model, which had a positive effect on the compressor performance. In order to find the optimum angular efficiency in the bending operations, the rotor blade was curved at 10°, 15°, 20°, 25° in the forward direction and 10° and 20° in the backward direction, respectively. The optimum angle was determined as 89.77% with 25° in the forward direction.