Bu makale, eksenel kompresörlerin tasarım aşamasında kullanılmak üzere geliştirilen bir tasarım ve analiz aracını sunmaktadır. Bu tasarım aracı birbiriyle uyumlu çalışan beş bölümden oluşmaktadır. Orta çizgi tasarım aracı, kanat geometrisini parametrik hale getiren bir araç ile devam eder. 3B kanat geometrisi oluşturulduktan sonra, yüksek kaliteli düzenli çözüm ağı oluşturulur. Ardından süreç Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) çözümleri ile tamamlanır. Bu yeni araç dâhilinde yer alan tüm bileşenler ya yeni geliştirilmiştir ya da araştırma grubu içinde geliştirilmiş çözücülerden yararlanarak elde edilmiştir. Çok kademeli bir eksenel kompresör için tasarım süreci orta çizgi tasarım evresiyle başlar. Orta çizgi tasarımı 1B analizlerden oluşmaktadır. 2B kanat enine kesitleri kanat açıları, kiriş uzunlukları, kanat kalınlık dağılımları, göbek ve uç eğrileri kullanılarak oluşturulur. Optimizasyon amacı gözetilerek, bu enine kesitler düzgün olmayan rasyonel B-spline (NURBS) eğrileri ile tanımlanır. Tasarım, Radyal denge teorisi kullanılarak elde edilen 2B kanat tasarımı ile devam eder. 3B kanat geometrisi, 2B kanat enine kesitlerinin eşleştirme ve üst üste koyma operasyonlarından sonra oluşturulur. Bir düzenli çözüm ağı oluşturucusu 3B kanat etrafında otomatik çözüm ağı oluşturabilmek için yeniden yapılandırılmıştır. Ardından, 3B HAD analizleri yine araştırma grubu tarafından geliştirilen bir HAD çözücüsü ile bu çözüm ağı üzerinde gerçekleştirilmiştir. Tasarım-çözüm döngüsü NASA Rotor-37 kompresör denek taşı sonuçları kullanılarak doğrulanmıştır. Geliştirilen yeni rotor kanatçıklarının Rotor-37 ile benzer basınç oranlarını sağladığı görülmüştür.
This paper presents a new design and analysis tool that is developed to be employed during the design process of axial flow compressors. The tool chain implemented by this design tool consists of five parts: a mean-line design tool, followed by a blade geometry parametrization tool. Then 3D blade geometry is created, next a high quality structured mesh is generated and completed by Computational Fluid Dynamics (CFD) solution. All components employed in the new tool are either new developments, or achieved by utilization of in-house solvers. Design process for a multistage axial flow compressor starts with the 1-D mean line design phase, followed by 2D design of the blade by employing radial equilibrium theory. 3D blade geometry is constructed by the mapping and stacking operations of the 2D blade cross-sections calculated and generated at the geometry parametrization tool by using geometric parameters of blade angles, chord lengths, blade thickness distributions, hub and shroud curves. These cross sections are defined with non-uniform rational B-spline (NURBS) curves for optimization objectives. In the solution part, an in-house developed multiblock structured mesh generation code is restructured to automatically generate mesh around the 3D blade. 3D CFD analyses are performed by an in-house solver on this grid. The design and solution cycle is validated by using NASA Rotor-37 compressor rotor test case. A new rotor blade is achieved with similar pressure-ratio with Rotor-37.