Bir gaz türbini yanma odası duvar sıcaklığının hesaplamalı akışkanlar dinamiği ve eşlenik ısı transferi yöntemleri ile hesaplanması

Abstract

Yanma odalarında, yanma sonucu açığa çıkan gaz sıcaklıkları, alev tüpü astarının erime sıcaklığından çok daha yüksektir. Bu nedenle yanma odası tasarımında çeşitli soğutma yöntemleri kullanılır ve yanma ürünü sıcak gazların olabildiğince astardan uzak olması sağlanır. Fakat gerçekte, alevin düzensizliği ve türbülanslı akış nedeniyle astar üzerinde yüksek sıcaklık bölgeleri meydana gelebilir. Bu yüksek sıcaklık bölgelerini tespit etmenin en iyi yolu yanma odasının test edilmesidir. Fakat test ulaşılabilirliği ve maliyeti düşünüldüğünde, özellikle endüstriyel uygulamalarda pratik bir yöntem değildir. Bu nedenle astar sıcaklıklarının daha pratik bir şekilde tahmin edilebilmesi için Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) ve Eşlenik Isı Transferi (Conjugate Heat Transfer, CHT) yöntemleri geliştirilmiştir. Mevcut tez çalışması kapsamında bir turbojet motoru ve bir turboşaft motoru yanma odası için HAD ve CHT yöntemleri kullanılarak astar sıcaklıklarının hesaplanması amaçlanmıştır. Çalışmalar öncelikle hesaplama maliyeti daha düşük olan tepkimeli akışın modellenmediği, bir boru içinde akış probleminde yapılmıştır. İç kısmında yanma ürünü sıcak gazlar ve çevresinde soğuk hava bulunan problemde astar sıcaklığı, CHT yönteminin dahil edildiği iki boyutlu HAD analizleri yapılarak ve ampirik denklemlerle analitik olarak çözülerek hesaplanmıştır. Elde edilen sonuçlara göre Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) yaklaşımının kullanıldığı HAD analizlerinden elde edilen duvar sıcaklıkları ile analitik çözümle hesaplanan duvar sıcaklıklarının uyumlu olduğu görülmüştür. Ayrıca yapılan türbülans modeli çalışmasında Realizable k-? modelinin CHT problemleri için daha uygun bir model olduğu görülmüştür. Diğer bir çalışmada, turbojet motoru yanma odası, atmosferik ve tam yük uçuş koşulu olmak üzere iki farklı koşulda incelenmiştir. Atmosferik şartlarda farklı yanma modelleri ile yapılan analizlerden elde edilen duvar sıcaklıkları, testten elde edilen duvar sıcaklıkları ile karşılaştırılmış ve Hibrit Eddy Break Up (HEBU) yanma modelinin test verilerine göre en uyumlu yanma modeli olduğu görülmüştür. Buna ek olarak, yapılan türbülans modeli çalışmasında ise Realizable k-? modelinin daha uyumlu olduğu söylenebilir. Tam yük uçuş şartları altında yapılan HAD analizlerinde ise beklenildiği gibi daha yüksek çalışma basıncı ve sıcaklıkta daha yüksek astar sıcaklıkları elde edilmiştir. Basınç ve sıcaklığın yükselmesiyle aynı yanma odası geometrisinde alev karakteristiğinin değişebildiği ve buna bağlı olarak astar üzerindeki sıcaklık dağılımının değişebildiği görülmüştür. Turbojet motoru yanma odası astarında görülen en yüksek duvar sıcaklıkları atmosferik koşul için 1260 K, tam yük uçuş koşulu için ise 1470 K olarak hesaplanmıştır. Bunun yanı sıra en yüksek duvar sıcaklıkları, atmosferik koşulda seyreltme bölgesinde gözlenirken uçuş koşulunda ikincil bölgede gözlenmiştir. Diğer bir çalışmada ise atmosferik koşullarda düz akışlı bir turboşaft motoru yanma odasındaki yanma karakteristiği incelenmiş ve astar sıcaklıkları öngörülmüştür. Elde edilen sonuçlara göre yanma odasının iç ve dış astarlarında yer alan soğutma deliklerinin duvar kenarlarında soğuk film tabakası oluşturarak astarı etkili bir şekilde soğuttuğu gözlenmiştir. Bunun yanı sıra yaklaşık 1600 K sıcaklıktaki yanma ürünleri, seyreltme bölgesinde herhangi bir soğutma olmaması nedeniyle astara oldukça yakın konumlanmıştır. Dolayısıyla astar üzerinde 1420 K civarındaki yüksek duvar sıcaklıkları bu bölgelerde meydana gelmiştir.

In combustion chambers, gas temperatures occurring due to combustion are higher compared to the melting point of the combustor liner material. So during the combustor design various types of cooling procedures are used to keep the hot gases away from the liner. Nevertheless hot spots may occur over the liner as a result of unsteady behavior of the turbulent reacting flow. To locate the hot spots, the most reliable method is performing rig tests. However when the accessibility issues and the cost of the experimental study is considered, rig testing cannot be used intensively during the design process. Therefore Computational Fluid Dynamics (CFD) with Conjugate Heat Transfer (CHT) approach is utilized for liner temperature prediction. In this thesis study, it is aimed that liner temperatures of the combustor of a turbojet and a turboshaft engine are computed using CFD employing CHT. Firstly, a non-reacting, non-isothermal flow problem in a double pipe heat exchanger - which has less computational costs - is carried out as a preliminary study to investigate the physical and numerical CFD parameters. The wall temperature of the liner dividing the hot gas and cool air streams is calculated by two dimensional CFD analyses with CHT method and empirical correlations. The results obtained from Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) based CFD analyses and the empirical correlations are well agreed. In addition, a turbulence model study is performed to determine an appropriate one for the CHT cases. Consequently the Realizable k-? turbulence model is opted due to low computational cost and robustness. After that, turbojet engine combustor is analyzed for the atmospheric and the full load flight condition. For the atmospheric condition, the predicted and measured temperature values are compared and it is observed that the Hybrid Eddy Break Up (HEBU) combustion model and Realizable k-? turbulence model produce results that are in more agreement with the measurements. For the full load flight condition, which has higher inlet temperature and operating pressure; higher wall temperatures than the ones computed for the atmospheric condition are observed as expected. It is known that flame characteristics can vary according to the operating conditions. To this respect, the highest temperature regions over the liner are observed in the dilution zone of the combustion chamber for the atmospheric condition and in the secondary zone for the full load flight condition. The highest wall temperature values for the atmospheric and the full load flight conditions are calculated as 1260 K and 1470 K respectively. Finally, the flame characteristics inside the turboshaft engine combustor which is straight-through flow are examined and liner temperatures are predicted. It is observed that the liner is cooled down to acceptable levels by the holes placed on the inner and outer sides. Since there are no cooling holes in the dilution zone, the hot combustion products, having temperature values about 1600 K, reside quite close to the wall. Therefore metal temperature values as high as 1420 K are seen in this region of the combustor.