Yakıt Enjeksiyonundaki Düzensizliklerin Yanma Odası Çıkış Sıcaklık Profili Üzerindeki Etkilerinin Büyük Burgaç Benzetimi ile İncelenmesi

Abstract

Gaz türbinleri yanma odası tasarımı ve geliştirilmesinde, en önemli isterlerden birisi yanma odası çıkışında düzenli sıcaklık dağılımlarının, ortalarda yüksek, yanma odası iç ve dış çap bölgelerinde düşük sıcaklıkların yer aldığı bir radyal sıcaklık profilinin elde edilmesidir. Yanma odası çıkış sıcaklık dağılımı ve çıkış sıcaklık profillerinin oluşumundaki en önemli faktörler, hava yakıt karışımının yeterliliği, seyreltme ve soğutma deliklerinin konum ve büyüklükleri ve yanma odası içerisindeki yakıt dağılımıdır. Günümüzde, reaksiyonlu Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) analizlerinin kullanımı ile bu tür önemli parametreler tahmin edilebilmekte ve yanma odası tasarımı için kritik olan durumlar önceden gözlemlenebilmektedir. Bu tez çalışmasında, Avrupa Birliği Komisyonu 7. Program çerçevesinde gerçekleştirilen ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft) projesi kapsamında 2-5 kişi kapasiteye sahip küçük boyutlu uçaklarda kullanılmak üzere geliştirilen 160-180kW güçte turboprop/turboşaft motora ait ters akışlı RQL (Rich burn Quick Quench Lean burn) tipi bir yanma odası içerisinde gerçekleşen reaksiyonlu akış, Büyük Burgaç Benzetimi (Large Eddy Simulation) kullanılarak HAD yöntemi ile incelenmiştir. Yapılan çalışmada düzenli ve düzensiz yakıt dağılımının yanma odası çıkış sıcaklık dağılımı ve radyal sıcaklık profiline olan etkileri incelenmiş, HAD analizlerinden elde edilen sonuçlar, CIAM (Central Institute for Aviation Motors) tarafından gerçekleştirilen ölçümler sonucunda elde edilen veriler ile karşılaştırılarak doğrulanmıştır. Tez çalışması kapsamında, öncelikli olarak tam dairesel geometri ve LES analizlerine referans olması amacı ile bir enjektöre karşılık gelen 1/12'lik parça, 30 derecelik dilim geometri üzerinde RANS (Reynolds Averaged Navier Sokes) analizleri gerçekleştirilmiştir. Böylelikle kullanılması planlanan modellerin uygunluğu ve LES için gerekli olan sayısal ağ çözünürlüğünün yeterliliği ile ilgili ön çalışmalar tamamlanmıştır. Dilim geometri hesaplamaları için 1.8 milyon, 7.5 milyon ve 29 milyon hücreden oluşan üç farklı sayısal ağ yapısı kullanılmıştır. Tamamlanan çözüm ağı bağımsızlaştırma, türbülans modeli ve yanma modeli çalışmaları sonucunda tez kapsamında yapılan analizlerde Relizable k-? türbülans, SLF (Steady Laminer Flamelet) yanma modeli ve 7.5 milyon hücre içeren orta ağ yapısı kullanılması uygun görülmüştür. Dilim geometri analizlerine ek olarak RANS ve LES yaklaşımları kullanılarak tam geometri ile düzenli ve düzensiz yakıt dağılımı koşulları için reaksiyonlu HAD analizleri tamamlanmıştır. Tamamlanan tam geometri HAD analizleri sonucunda düzenli ve düzensiz yakıt dağılımı durumları için yanma odası çıkış sıcaklık dağılımları, çıkış sıcaklık profilleri, Radyal Sıcaklık Dağılımı Faktörü ve Genel Sıcaklık Dağılımı Faktörü gibi önemli parametreler birbirleri ile karşılaştırılmış ve yakıt dağılımındaki düzensizliklerin çıkış sıcaklık dağılımı üzerindeki etkileri incelenmiştir. Tamamlanan tam geometri analizleri sonucunda düzensiz yakıt dağılımı koşulu için elde edilen sonuçların deney verileri ile daha uyumlu sonuçlar gösterdiği belirlenmiştir. Yanma odası çıkış sıcaklık profili, radyal sıcaklık dağılımı faktörü ve genel sıcaklık dağılımı faktörü hesaplanmıştır.

One of the most important requirements in the design and development of an aero engine combustion chamber is to achieve uniform temperature pattern in circumferential direction and a radial temperature profile in traverse direction with a peak in the middle. Outlet temperature distribution and outlet temperature profile is mainly affected by mixing of air and fuel, number and size of the cooling and dilution holes and the distribution of the fuel on fuel nozzles. Nowadays, these kind of valuable and critical parameters are predicted using reactive Computational Fluid Dynamic (CFD) analysis. In the present work, a full annular reverse flow RQL (Rich burn quick Quench Lean burn) type combustion chamber that belongs to 160-180 kW turboprop/turboshaft engine using in 2-5 people capacity small aircraft have been investigated using LES (Large Eddy Simulation) under European Commision Seventh Framework Programme (FP7) ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft) project. In order to observe the effects of uniform and non-uniform fuel distribution on combusion chamber outlet temperature profile, reactive CFD computations have been performed. Additionally, CFD results have been compared. with experimental data obtained by CIAM (Central Institute for Aviation Motors). Before the full annular geometry calculations, RANS (Reynolds Averaged Navier Sokes) computations have been performed with 30 degree sector geometry which corresponds to one injector. Thus, preliminary studies have been comleted and the suitable models and mesh resolution have been obtained. In order to obtain mesh independent solution, several analysis have been performed with three different computational grid which are 1.8 million, 7.5 million and 29 million. According to the mesh, turbulance model and combustion model studies, Relizable k-? turbulance, SLF (Steady Laminer Flamelet) combustion model and medium mesh have been selected as suitable sub-models for further analysis. In addition to sector calculations, full annular geometry calculations have been copleted with RANS and LES methods for uniform and non-uniform fuel distribution situations. Furthermore, outlet temperature fields and temperature profiles have been compared with experimental data for uniform and non-uniform fuel distribution conditions. And finally, effects of the fuel distributions on combustion chamber outlet temperature profiles have been investigated. Also outlet temperature profile, radial temperature distribution factor (RTDF) and overall temperature distribution factor (OTDF) are calculated.