Transonik Yüksek Basınçlı Bir Kompresörün Disiplinlerarası Kavramsal Tasarımı

Abstract

Bu proje VolvoAero, Chalmers Teknik Üniversitesi ve İstanbul Teknik Üniversitesinin katkıları ile yapılmıştır. Projenin amacı 2025 yılı için tüm motorun birincil aerodinamik tasarımını sadece müşterinin istediği parametrelere göre tasarlamaktır. Bu amaçla bir çok disiplin bir araya getirilmiş ve VolvoAero’ nun halihazırdaki motorları üzerinde de yapılan çalışmalarla üretim süresinin kısaltılması hedeflenmiştir. Bu çalışma 5 kademeli transonik bir yüksek basınç kompresörünün disiplinler arası olarak kavramsal tasarımını sunmaktadır. Bahsi geçen tasarım 4.46 toplam basınç, 401.542 K başlangıç sıcaklığı, 132,562 KPa başlangıç basıncı ve 14.1832 kg/s kütle debisine sahiptir. Disk stress hesaplaması ve tasarımı gibi başlangıç parametreleri yazılan Matlab kodu ve analitik tekniklerle hesaplanmıştır. Çalışmada sonlu elemanlar yöntemini (FEM) kullanmak için ANSYS yazılımı ve rotordinamik analizleri için de DyRoBeS yazılımı kullanılmıştır. Bu programların çalıştırılması için gerekli olan geometrik veriler basit eksenel akışlı bir kompresör için kullanılan teoriye dayanılarak hesaplanmıştır. Çalışma temel gaz türbin teori ile başlar ve aerodinamik analiz ile sonuçlanır. Eksenel akışlı kompresörün aerodinamik teorisi başlangıç ve çıkış eksenel mach sayısı, relatif tip mach sayısı, rotasyonel hız, sıcaklık, basınç, blade geometrisi, hız diyagramı gibi tasarım parametrelerinin hesaplanmasında kullanılır. Aerodinamik hesaplamalardan sonra kompresör diski için stress hesaplamaları yapılır. Bunun için ANSYS yazılımından yararlanılmıştır. ANSYS kullanımı ile tasarlanan parça üzerinde sıcaklık ve stres dağılımı ve tip açıklığı bulunmuş olur. Bu adımdan sonra tüm motorun dönme hareketi karşısında nasıl tepki verdiğini ve oluşan yükler altındaki davranışlarını incelemek üzere DyRoBeS yazılımı ile basit rotordinamik analizi yapılır.

This project is a joint effort of Volvo aero, Chalmers University of Technology AND Istanbul Technical University. The aim of this work is to develop a systematic approach for multidisciplinary high pressure transonic axial compressor’s initial design. Several aspects have to be taken into account when establishing a new compressor design. This report presents the initial results of a multidisciplinary conceptual design of a five stage transonic high pressure compressor that has an overall pressure ratio of 4.46, 401.452K inlet temperature, 132.862KPa inlet pressure and 14.1832 kg/s mass flow. Basic parameters such as blade masses, disc stress calculation and conceptual disc design were carried out using existing tools and analytical techniques. The work consists of setting up a basic Finite Element (FE) model using the ANSYS software and subsequently a basic rotor dynamic model in the DyRoBeS tool. In order to evaluate these parameters, basic aerodynamic theory of the axial flow compressor was used. The work starts with a brief introduction to the fundamentals of gas turbine theory and results in a basic aerodynamics design. The aerodynamic theory of the axial flow compressor is used to calculate design parameters, for example inlet and exit axial Mach numbers, relative tip Mach number, rotational speed, temperature and pressure for all stages, geometrical parameters, velocity triangles, etc. After the aerodynamic calculation stress calculation for compressor disks follows. This basic non-linear analytic procedure is followed by creating whole blisk shape to use for ANSYS software to create the basic FE model. The using ANSYS determine temperature and stress distribution and tip clearances. After this step, a basic rotor dynamic model in the DyRoBeS tool is established to correctly continue the analysis and to learn the behaviour of the compressor during operation at high speed.