LEE- Isı Akışkan Lisansüstü Programı- Yüksek Lisans
Bu koleksiyon için kalıcı URI
Gözat
Son Başvurular
1 - 5 / 40
-
ÖgeMulti-objective optimization to increase the performance of a toroidal propeller(Graduate School, 2025-01-10)This thesis focuses on optimizing the performance of toroidal propellers using Computational Fluid Dynamics (CFD) and Fluid-Structure Interaction (FSI). The study aims to enhance propulsion efficiency, reduce noise emissions, and ensure structural reliability. Toroidal propellers, characterized by their closed-loop blade design, offer unique advantages over conventional propellers, including reduced tip vortex formation and improved noise performance. The research begins with an overview of the historical evolution of propeller technology, emphasizing the renewed interest in propeller-based systems due to environmental and economic considerations. It highlights the potential of toroidal propellers to integrate the benefits of tandem and contracted and loaded tip (CLT) designs, addressing common challenges such as tip vortex intensity and aerodynamic inefficiencies. The optimization methodology incorporates advanced multi-objective techniques, including differential evolution algorithms and Pareto-front analysis. Objectives include maximizing efficiency, and maintaining structural integrity. Constraints and design variables are carefully defined, and metamodeling techniques like are used to reduce computational demands. A key component of the research is the optimization process, which employs the Non-Dominated Sorting Genetic Algorithm II (NSGA-II). This algorithm is used for multi-objective optimization, balancing trade-offs between propulsion efficiency, thrust enhancement, and structural reliability. The NSGA-II method efficiently explores the design space, identifying Pareto-optimal solutions that satisfy the constraints and objectives. This approach ensures a diverse set of solutions, providing valuable insights into the trade-offs involved in propeller design. Blade parameterization and mesh generation are discussed in detail, with specific attention to the unique geometry of toroidal propellers. The research highlights the importance of accurate spatial discretization for reliable CFD and FSI analyses. The aerodynamic solver utilizes RANS-based methods to evaluate flow characteristics, while turbulence modeling techniques, including the k-omega SST model, are applied to improve prediction accuracy. FSI analysis is employed to assess the interplay between aerodynamic forces and structural responses. The finite element solver considers material properties, boundary conditions, and stress criteria to ensure structural reliability under operational loads. The results demonstrate significant improvements in performance metrics, including higher propulsion efficiency, reduced noise emissions, and enhanced structural stability. The thesis concludes that toroidal propellers represent a promising advancement in propulsion technology, capable of addressing modern aviation challenges. The findings provide a framework for future research and practical applications, contributing to the development of efficient and sustainable propeller systems. In this study, three new parameters required in the design of the toroidal propeller were determined as design variables and multi-objective optimization was performed. The effects of 3 different parameters on the target thrust increase, efficiency increase and stress reduction were examined and the findings were shared.
-
ÖgeTabak tipi girdap kırıcının tankın boşaltılması esnasındaki etkilerinin deneysel olarak incelenmesi(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2025-01-07)Bu tezde içi sıvı dolu silindirik bir tankın tahliyesi esnasında tahliye hattına gaz girmesi olayı ve tabak tipi girdap önleyicilerin gaz girme üzerine olan etkilerinin incelenmesi gerçekleştirilmiştir. Silindir şekle sahip, alt yüzeyinin ortasında tahliye deliği bulunan bir tankta tahliyenin açılması ile hidrostatik basınç gereği debi sıfırdan başlayarak bir değere kadar hızlıca gelir. Sonrasında tankın içerisindeki sıvının azalması ile bu debi yavaş bir şekilde azalır. Deliğin çapı tankın çapından küçük olduğu için deliğin içerisinde akışkan daha hızlıdır ve tankın tahliye olması için deliğin olduğu yerde basıncın düşmesi gerekmektedir. Bu düşüş tankın tahliyesi esnasında belirli bir noktada sıvı gaz yüzeyinin bozularak gazın tahliye hattına gitmesine sebebiyet verir. Tankın tahliyesi sırasında gaz girme olayını açıklayan iki önemli parametre bulunmaktadır. Bunlardan ilki tahliye hattına gaz girişinin gerçekleştiği andaki sıvının tank tabanına olan yüksekliğidir. Bu yüksekliğe kritik yükseklik ismi verilir. Diğer önemli parametre ise gaz girme olayının gerçekleştiği süredir. Bu süre kritik süre olarak adlandırılır ve tahliyenin başladığı andan ilk gaz girişinin gerçekleştiği ana kadar ölçülür. Tez çalışmasında öncelikli olarak numerik çalışmalara yer verilmiştir. Literatürde önceden yapılan deneysel çalışmalardan biri hesaplamalı akışkanlar dinamiği çözücüsü ANSYS Fluent programı ile tekrar çözülmüş, doğrulaması yapılmış ve gaz girme olayı incelenmiştir. Numerik çalışmaların çok zaman alması, bilgisayar gücü istemesi ve deneysel çalışma imkânı olması sebebiyetiyle çalışmaya deneysel olarak devam edilmiştir. Deney düzeneğinde tankın hatta çabuk bağlantı olarak adlandırılan bağlantısı ile bağlı olması, hattın uzunluğu ve küresel vana gibi bilgisayar ortamında modellenmesi zorlu ve yüksek hesaplama gücü isteyen özellikleri sebebiyle test çalışmalarının numerik doğrulaması yapılmamıştır. Tezde kullanılan deney düzeneği 500 mm çapında ve 500 mm yüksekliğinde silindirik bir tank, tankın alt kısmın ortasında yer alan 35 mm çapında bir tahliye deliği, bu deliğin devamında borulamalar ve bir vanadan oluşmaktadır. Tankın içerisindeki sıvının tamamını dikey bir şekilde görebilecek bir kamera sabitlenmiştir. Tank üzerindeki cetvel sayesinde istenilen su seviyesinde doldurulur ve vana ile tahliye edilir. Kamera anlık olarak suyun yüksekliğini çeker. Tankın içerisindeki sıvıyı karıştırabilmek için elektrik motor ve sabitleme elemanlarından oluşan bir düzenekte bulunmaktadır. Sıvı olarak şebeke suyu kullanılmıştır. Testlere öncelikli olarak sıvının durgun olduğu koşul ile başlanmıştır. Bu koşul için 3 farklı su yüksekliği 10, 20 ve 30 cm seçilmiştir. Su istenilen seviyeye getirildikten sonra su doldurma bırakılarak suyun durgunlaşması için 1 saat beklenmiştir. Burada amaç suyun içerisinde tahliye esnasında dönmeye sebebiyet verebilecek herhangi bir hareketin kalmamasıdır. 1 saat beklemenin ardından kamera kaydı açılarak su vanası açılmıştır. Böylece suyun tahliyesi başlamıştır. Su tahliye olurken kritik yükseklik değerine gelince tankın tahliye hattına gaz girişi gözlemlenmiştir. Bu kritik yükseklik ve gaz girişinin gerçekleştiği zaman olan kritik zaman kayıt edilmiştir. Durgun halde tankta da gaz girişi gözlemlendikten sonra gaz giriş yüksekliğini düşürmek ve gaz giriş zamanını daha geç zamanlara taşımak için girdap önleyici cihazlar kullanılmıştır. 3 boyutlu yazıcıdan üretilen üstü dairesel plaka olan girdap önleyici cihazların boyutları tahliye çapının yarısından başlayarak 1,2,3 ve 4 katı olacak şekilde tasarlanmıştır. Burada amaç girdap önleyici cihazın çapının tahliye çapının oranıyla etkisini incelemektir. Tank boşken ve 5 farklı girdap önleyici cihaz tankın tahliye deliğinin üstüne yerleştirilmişken 3 farklı sıvı yüksekliğinde testler 3 tekrar olarak gerçekleştirilmiştir. Testleri 3 tekrar yapılmasının sebebi çevresel etkiler sebebiyle testin etkilenmesi ihtimalini ortadan kaldırmaktır. Yapılan 3 tekrarlı testlerden herhangi birinde bir farklılık görülmesi durumunda dördüncü bir test yapılmış ve en az 3 eş değer test sonucu elde edilmiştir. Hiçbir koşul için beşinci testin yapılmasına ihtiyaç duyulmamıştır. Sıvının durgun haliyle yapılan deney sonuçları tabak çapının artışı ile kritik yüksekliğin azaldığı, girdap önleyici cihaz kullanmanın özellikle 2 çap boyuttan sonra etkisi olduğunu ve 4 çap boyutunda girdap önleyici cihaz ile neredeyse kendi yüksekliği kadar gaz girişini engellediğini göstermektedir. Durgun halde iken yapılan testlerde literatürdeki verilere paralel olarak kritik yükseklik değerinin başlangıç su seviyesiyle kayda değer bir değişim göstermediğini göstermiştir. Tahliye esnasında tahliye edilen tankın dönmesi veya yatay kuvvetlere maruz kalması tahliye esnasında hızlı bir şekilde girdap oluşturacak ve bu girdap tankın merkezinde basınç düşüşüne sebebiyet vererek daha erken gaz girişine neden olacaktır. Bu yüzden sıvının durgun olarak başladığı koşullarda testler tamamlandıktan sonra sıvının başlangıç koşulunda açısal hıza sahip olduğu durum için testler gerçekleştirilmiştir Durgun hale benzer bir şekilde 3 farklı su seviyesinde bu işlemi gerçekleştirmek için devri voltaj ile ayarlanabilen bir elektrik motor vidalı bir mekanizmanın üzerine yerleştirilmiştir. Bu mekanizma sayesinde elektrik motorun çıkışına takılan tankın çapının yarısı uzunluğunda bir karıştırıcı plaka farklı su yüksekliklerinde suyun içerisine tam olarak yerleştirilmiştir. Testler 10, 20, 30 ve 40 devir/dakika olmak üzere 4 farklı başlangıç açısal hız koşulunda gerçekleştirilmiştir. Karıştırıcı vidalı sistem ile sıvı seviyesine kadar ayarlandıktan sonra 2 dakika boyunca belirlenen hızda sıvı karıştırılmıştır. 2 dakikalık karıştırma işlemi bittikten sonra karıştırıcının girdabı engellememesi veya sıvının açısal hızını sönümlememesi için elektrik motorun kapatılmasıyla eş zamanlı olarak karıştırıcı sıvının içerisinden çıkarılmıştır. Karıştırıcının çıkarılmasından sonra beklenmeden tahliye vanası açılmıştır. Böylece açısal hızın sıvının tank yüzeyiyle sürtünmesi kaynaklı yavaşlamasının etkisi en aza indirilmiştir. Durgun hale benzer bir şekilde kamera ile gaz girişi gerçekleşen sıvı yüksekliği ve süre kaydedilmiştir. Test sonuçlarına göre hiçbir girdap kırıcı kullanılmaz ise en ufak bir açısal hızda bile kritik yüksekliğin çok büyük ölçüde arttığı ve gaz girmesi kaynaklı tahliye sürelerinin önemli ölçüde yükseldiği gözlemlenmiştir. Sıvıya başta verilen açısal hızın artışı ile tüm girdap önleyiciler olan ve olmayan koşullarda gaz giriş yüksekliği artmıştır. Bu sonuçlar tankın maruz kaldığı kuvvetlerin gaz girişine önemli etkileri olduğunu göstermektedir. Kritik yükseklik hiçbir girdap kırıcı olmayan durumdan tahliye ile eş değer çaplı girdap kırıcıya geçince çok önemli ölçüde düşüş göstermiş olup bu girdap kırıcıdan tahliye çapının 2 katı olan girdap kırıcıya geçişte de gene önemli bir ölçüde düşüş göstermiştir. Yani girdap kırıcıların çaplarının artmasıyla oluşan iyileşme giderek azalmaktadır. 3 çaplı girdap kırıcı ile 4 çap girdap kırıcı arasındaki fark oldukça düşüktür. Bu yüzden çalışmada tahliye çapının 5 veya daha fazla katı girdap kırıcı kullanılmamıştır. Tahliye çapının 4 katı girdap kırıcı kullanılan durumda 10 ve 20 rpm karıştırma değerlerinde durgun hale benzer bir şekilde gene neredeyse kendi yüksekliğine kadar gaz girişini engellemiştir. 4D olarak adlandırılan bu girdap kırıcının düşük sarsıntılar kaynaklı oluşan girdapların oluşturduğu gaz girişini önemli ölçüde engelleyeceğini göstermektedir.
-
ÖgeA detailed assessment of the effects of 3D radial stacking on the aerodynamic performance of NASA Stage 37 rotor blade(Graduate School, 2024-12-27)Axial compressors are critical components of modern engineering systems, particularly used in applications such as gas turbines, jet engines, and industrial power plants. Compressors are designed to operate efficiently by moving and compressing large volumes of gas or fluid in the axial direction. The primary function of axial compressors is to increase the pressure of the working fluid while maintaining a continuous flow, which is essential for achieving high performance in energy conversion systems. The design and operation of axial compressors are governed by the principles of aerodynamics and thermodynamics. Rotor blades, which rotate around a central axis, impart kinetic energy to the fluid, while stator blades positioned between the rotors, convert this kinetic energy into pressure energy. This staged compression process allows axial compressors to achieve high pressure ratios with minimal energy losses, making them ideal for applications requiring high efficiency. Axial compressors offer advantages such as high mass flow rates, compact designs, and adaptability to various operating conditions. However, during the design phase, factors like blade geometry, flow stability, and mechanical stresses must be carefully considered. These factors are crucial for preventing issues such as flow separation, stall, and surge. Advanced computational tools and experimental methods are frequently employed to optimize the performance of axial compressors, ensuring their efficiency and reliability in demanding applications. This thesis aims to investigate in detail the effects of modifications to the three-dimensional geometry of the rotor blade from the Stage 37 study, designed and tested by the National Aeronautics and Space Administration (NASA). These modifications are achieved by altering the stacking of the two-dimensional airfoils along the radial axis without changing their original two-dimensional design. The primary objective is to comprehensively analyze how these changes influence the performance of the rotor blade comprehensively. The flowpath of the NASA Rotor 37 blade is created using the meridional section view and dimensions provided in the NASA documentation. The airfoils of the rotor blade are also generated based on the geometric parameters shared in the same documentation. These airfoils, designed in two-dimensional sections, are stacked along the radial axis to construct the three-dimensional geometry. After stacking the generated airfoils along the radial axis, a computational mesh must be genrated for conducting CFD analyses of the resulting geometry. Ensuring both the accuracy of the analysis and the computational efficiency requires attention to several critical factors during mesh generation. In regions with complex surfaces or narrow gaps, mesh density should be increased to capture surface curvature and details effectively. However, unnecessary mesh refinement can lead to increased computational cost and time, necessitating a balance between mesh resolution and computational resources. Additionally, an appropriate fine mesh structure is essential in boundary layer regions to accurately analyse flow characteristics and properly calculate y+ values to ensure the effective application of turbulence models. Sudden transitions in mesh size and excessively high aspect ratios should be avoided, as they can adversely affect the stability and accuracy of the solution. Performing a mesh independence study is also crucial to verify that the solution is independent of the mesh configuration. Lastly, the type of mesh (structured, unstructured, or hybrid) should be selected according to the CFD software capabilities and analysis requirements. Considering these factors, the rotor geometry is meshed in ANSYS Turbogrid with a structured mesh, targeting a y+ value of 1 on the blade surface to enhance boundary layer resolution accuracy. The critical step in CFD analysis is ensuring that the results are not influenced by the chosen mesh configuration. A mesh independence study is performed by solving the same physical problem by using meshes with varying densities and comparing the obtained results. The mesh quality and density are incrementally refined in small steps, and specific parameters are recorded for each mesh configuration. In this study, isentropic efficiency and pressure ratio are used as the evaluation metrics. If the results converge to a consistent value as the mesh density increases, the solution is considered independent of the mesh. However, it is essential to balance mesh density with computational cost and time. An optimized mesh density is selected where the results exhibit negligible changes, ensuring computational efficiency without sacrificing accuracy. The mesh independence test is vital for enhancing the reliability of CFD results, particularly in applications involving complex geometries or turbulent flows. This approach improves solution accuracy while avoiding unnecessary computational expenses. Consequently, a mesh with 11.9 million elements is finalized for further analyses in this study. After completing the mesh independence study, a validation study is conducted. For the validation process, the analysis setup is prepared in the ANSYS CFX solver, and the results are compared with the experimental data of Rotor 37. Achieving accurate results during the convergence process requires not only the proper application of boundary conditions but also the selection of an appropriate solver and turbulence model. Therefore, the k-ω shear stress transport solver and the gamma-theta turbulence model, known for their better boundary layer resolution, are chosen. The validation study compares the analysis results with the performance data provided in the literature for the Stage 37 rotor blade at different rotational speeds. Sufficient accuracy is achieved for results at 90% of the design rotational speed, and the study proceeded based on these validated conditions. In this study, the radial stacking of airfoils is performed in two main approaches, each with two distinct directions, resulting in a total of four configurations. The two main stacking approaches involved creating "bow" and "full leaned" geometries. The offset directions are defined along the chordwise and chord normal direction. For each direction, the stacking is performed in two orientations: from the leading edge to the trailing edge and from the trailing edge to the leading edge along the chord, and towards positive rotation and negative rotation directions perpendicular to the chord. In the bow geometries, the hub and tip sections of the rotor blade are fixed, while the airfoil at 50% blade height is offset by a specified amount. In the fully leaned geometries, the hub section is fixed, and the tip section is offset. The offset values for the sections between the fixed and offset sections are calculated proportionally based on their relative height percentages along the blade span. This approach ensured a smooth transition of aerodynamic profiles in the modified geometries. As a result of the study, the effects of radial stacking modifications, which caused changes in the three-dimensional geometry, on performance parameters are observed. The performance parameters considered included the mass flow range, which is indirectly related to the stall margin, near stall the mass flow rate, the choking mass flow rate, the pressure ratio, and the isentropic efficiency. It is found that the choking mass flow rate is associated with the position of shocks, which is influenced by the narrowing of the flowpath. Generally, in geometries offset to upstream, the shock position is also shifted to regions with a wider passage, leading to an increase in the choking mass flow rate. Conversely, in geometries offset to downstream, the shock position shifted towards the narrowing sections of the passage, causing a decrease in the choking mass flow rate. In the bow stacking type, there is no change in the blade height. However, in the full lean geometries, where the tip section is offset, variations in blade height occurred. This change in blade height, being directly related to the energy imparted to the flow, is found to influence the pressure ratio. An increase in peak isentropic efficiency value is observed only in the geometry where the profiles are shifted chordwise from the leading edge to the trailing edge. In other stacking types, losses varied depending on the type and magnitude of the shift. Regarding the mass flow range, an increase is observed only in the full lean geometry with stacking along the chordwise from the trailing edge to the leading edge. This came with a negligible pressure loss and minimal isentropic efficiency drop. This study aims to identify methods that can minimize the time and cost of designing a new aviation engine with minimal differences from an already existing axial compressor design in the industry. By leveraging these approaches, the study seeks to streamline the design process and achieve efficient outcomes in a resource-effective manner.
-
ÖgeNozzle guide vane cooling design for the gas turbine engines(Graduate School, 2024-12-03)Compressor, combustion chamber, and turbine are main parts of gas turbine engines. Air enters from the compressor. The compressor works on the air. The pressure and temperature of the air is increased. Air has high temperature and high pressure enters the combustion chamber. Combustion occurs and the temperature of the gas is increased. After the combustion chamber air enters the turbine section. The first stop is the nozzle guide vane which is stationary airfoil in the high-pressure turbine location after the combustion chamber. Using the high pressure and temperature of the flow, the turbine drives the compressors. Gas turbine engines work with the Brayton cycle. According to the Brayton cycle, when the turbine entering temperature that is named with $T_{4}$ is increased, the efficiency of the Brayton cycle is increased. Therefore, $T_{4}$ temperature should be increased as possible as. High temperatures have negative effects on the nozzle guide vane in terms of strength, and life. Besides, the material service temperature limits the $T_{4}$ temperatures. Therefore, engineers thought of another solution. They found cooled vane and blade design. Compressed and relatively colder air according to the turbine section is used for the cooling of the vane. This air is provided by compressors at different stages. There are different ways of cooling of vane. Also, vane can be cooled inside or outside. The main philosophy of cooling is managing the heat transfer coefficient. Heat transfer coefficient distribution differs pressure side and suction side of the outside of the vane. Therefore, the location of film cooling holes is important in terms of the outside heat transfer coefficient distribution. The heat transfer coefficient is proportional to the increase of the Nusselt number. The increase in the heat transfer coefficient in the external flow, and therefore the increase in the Nusselt number, causes the gases coming from the combustion chamber to increase the temperature of the metal. Therefore, if the location of the film cooling holes is designed to locations where the heat transfer coefficient increases, better cooling is achieved. In order to increase the performance of the coolant flow inside the vane, it is necessary to increase the heat transfer coefficient. Moreover, as the turbulence of the coolant flow increases, heat transfer coefficient of increases for the inside of the nozzle guide vane. That's way various turbulator geometries are used inside of the nozzle guide vane. In this study, sample nozzle guide vane coolant geometry is designed. Part has film cooling holes for outside of the cooling. Also, impingement holes are located in leading edge of the part. Also, pin-fins are located in trailing edge of the part. That pin-fins increase the turbulence of air. Geometry is designed and checked with computational fluid dynamics software. Temperature distributions are found.
-
ÖgeHesaplamalı akışkanlar dinamiği ile cam şekillendirilmesinin modellenmesi(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2025-01-20)Cam üretim prosesinde yüksek miktarda enerji ve hammadde kullanılmaktadır. Enerji kaynağı olarak fosil yakıtlar başta olmak üzere ek olarak da düşük miktarda yenilenebilir kaynaklara ihtiyaç duyulmaktadır. Hem emek hem de enerji yoğun olan bu sektörde, verimliliklerin en üst noktada tutulması firmaların pazarda rekabet şansını arttırmaktadır. Günümüz dünyasında enerji kaynaklarının tükenmesi nedeniyle kullanılacak tüm girdilerden en üst seviyede faydalanmak, şirketlerin ayakta kalması açısından yararlı olacaktır. Son zamanlarda yaşanılan enerji ve hammadde krizleri sebebiyle de şirketler, kaynaklarını doğru bir şekilde yönetmenin yollarını aramaktadır. Bu çalışmanın amacı, pres ve pres-üfleme prosesleri ile sofra camı üretiminde yapılan deneme sürelerinin kısaltılması, deneme sayılarınn azaltılması ve ürün gramajlarının optimize edilmesidir. Camın makine ortamında şekillendirilmesi, bilgisayar ortamında modellenerek prosesi etkileyen parametrelerin anlaşılması da hedeflenmiştir. Deneme imalatlarının modellenmesi ve çözümü, bilgisayar ortamında gerçekleştirilerek istenen kalitede ve en uygun gramajda ürün elde edilmesinin yanında, yeni ürünün seri imalata geçiş süresi mevcut duruma göre 8 hafta kısaltılabilmektedir. Ayrıca imalat hatlarındaki deneme kaynaklı duruşların ve deneme maliyetlerinin ortadan kaldırılması hedeflenmektedir. İlave olarak, yapılacak analizler ile üründe istenilen cidar kalınlığını öngörmek ve imalat sırasında meydana gelen ağızda çapak, yarım ağız, dip kayığı ve mastör-cam yapışması gibi imalat hatalarının önüne geçilmesi amaçlanmıştır. Bu proje kapsamında, imalatı yapılan bir üründe kaliteyi arttıracak ve maliyeti düşürecek cidar inceltme, ürün gramajı düşürme, uygun parizon tasarımı vb uygulamaların bir Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yazılımı ile önceden belirlenip gerekli çalışmaların hayata geçirilmesi hedeflenmektedir. Aynı zamanda, yeni bir ürünün üretilebilirliğinin HAD sayesinde iki veya daha fazla deneme yapılmadan anlaşılabilmesi planlanmaktadır.