Eksenel Türbine Ait Stator Kanatları Üzerindeki Akışın Zamana Bağlı Ve Zamandan Bağımsız Olarak Sayısal İncelenmesi

Abstract

Bu çalışmada türbinin hareketsiz parçası olan stator üzerindeki akış sayısal yöntemler kullanılarak zamandan bağımsız ve zamana bağlı olarak çözülmüş ve akış karakteristiği anlaşılmaya çalışılmıştır. Zamandan bağımsız analizler yapılan modellemenin doğruluğunu göstermek amacıyla yapılmıştır. Kanat orta düzleminde kanat üzerindeki statik basınç katsayısı ve akışa dik kanat firar kenarına yakın kesitte toplam basınç katsayısı deney sonuçları ile kıyaslanarak sonuçların uyumluluğu gösterilmiştir. Uçağın farklı bir yöne dönüşü sırasında, girişteki akışın türbülanslı olması durumunda, türbinin önünde yer alan yanma odasında ani basınç değişiminin olması gibi durumlarda türbin girişindeki akışta bozuntular olabilir. Bu bozuntular farklı genlik ve frekanslarda olabilir. Bu çalışmanın ikinci kısmında girişte 10 Hz’lik bir salınımın olması durumu için sayısal analiz gerçekleştirilmiş ve akış incelenmiştir. Kanadın ilk orta yarısına kadar yüksek olan basınç dalgalanması kanat firar kenarına doğru azalmaktadır. Kanat firar kenarından bir kanat genişliği kadar arkada ise basınç dalgalanması durma noktasındakine göre %91.5 azalmaktadır. Sonuç olarak 10 Hz’lik bir bozuntunun statorda sönümlendiği, rotor üzerindeki akışa etkisinin olmadığı görülmüştür.

In this study, the steady and unsteady flow analysis in stator which is a stationary part of the turbine, was done by using numerical methods and the flow characteristics were studied to understand. The steady state flow analysis has performed for verifying the numerical solutions. The static pressure coefficients on the blade wall at midspan and the total pressure coefficients on the plane, which was orthogonal to the flow and located about blade trailing edge, were compared with the results obtained from experiment. The numerical results were shown to be consistent with experimental results. There are unsteady disturbances in flow at the turbine inlet because of some reasons. That reasons can be turbulent flow at the entrance, the aircraft rotation in a different direction or sudden pressure change in the combustion chamber which is located in front of the turbine. This perturbation can be of different amplitude and frequency. In second part of this study, the unsteady analysis were performed for the case of 10 Hz oscillation at inlet. Pressure fluctuation decreased from first half of the blade toward the blade trailing edge. The amplitude of the pressure fluctuation at a point which was located at one chord backward from the trailing edge was 91.5% less than at stagnation point . As a result, all results show that 10 Hz oscillation at stator inlet is damped by stator. So there is no any effect on the flow where the rotor inlet.