The production of gas turbines is currently carried out by a few organizations worldwide. Gas turbines are among the most essential requirements of the aviation and defense industries, and Turkiye has accelerated its gas turbine development efforts in recent years. In this study, a mathematical model was synthesized and applied for the design of the rotor and stator blades that form the compressor stage of an axial flow gas turbine. This model is based on determining the geometry of the camber line and fitting an aerofoil onto it. The mathematical model consists of four stages. The first stage involves organizing the equations used to determine the geometry of the camber lines of the rotor and stator blades. The second stage involves developing a polynomial to be used in the design of the airfoils to be applied to the camber lines of the rotor and stator blades. In the third stage, an approach used in calculating the forces and stresses acting on the rotor and stator blades is derived. In the fourth stage, the equations used in torque and power calculations are derived.
In the application section of the study, a simulation program was prepared and the applications of the developed mathematical model were carried out. Using realistic inputs, rotor and stator blades with a camber line that is a circular arc were designed. The forces and stresses acting on the designed rotor and stator blades were calculated and analyzed in terms of strength. It was observed that stresses were predominant in determining the cross-section of the rotor blades, while aerodynamic conditions were predominant in determining the cross-section of the stator blades. The analysis showed that the effect of forces, other than the centrifugal force arising from the high speed rotation of the rotor, on the stresses in the rotor blades was negligible. A detailed examination was conducted on a sample blade with a camber line radius of 20 cm, a circumferential speed of 300 m/s, a gyration radius of 25 cm, an angle of attack of 30 degrees, a yield stress of 280 MPa, and a maximum thickness of 3.2 mm. When the mass flow rate is 10 kg/s, the flow around the blade occurs entirely at subsonic speeds. The stress safety factor of the blade was determined to be around 1.66.
The remainder of the study examined the viscous flow around the sample rotor blade, some characteristics of which are given above, using a package program. Boundary layer separation was observed in the last 35% of the blade's suction surface.
Gaz türbini üretme işi hâlihazırda dünya genelinde birkaç kuruluşun uhdesinde bulunmaktadır. Gaz türbinleri havacılık ve savunma sanayisinin en zorunlu gereksinimleri olup Türkiye de son yıllarda gaz türbini geliştirme çalışmalarına hız verilmiştir. Bu çalışmada eksenel akışlı bir gaz türbininin kompresör kademesini oluşturan rotor ve stator kanatçıklarının tasarımı için bir matematik model sentezlenmiş ve uygulaması yapılmıştır. Bu model kamber çizgisinin geometrisinin belirlenmesi ve üzerine bir aerofoil giydirilmesi esasına dayanmaktadır. Söz konusu matematik model dört merhaleden oluşmaktadır. Birinci merhaleyi rotor ve stator kanatçıklarının kamber çizgilerinin geometrisini belirlemede kullanılan eşitliklerin düzenlenmesi oluşturmaktadır. İkinci merhale rotor ve stator kanatçıklarının kamber çizgilerine giydirilecek olan aerofoillerin tasarımında kullanılmak üzere bir polinomun geliştirilmesini kapsamaktadır. Üçüncü merhalede rotor ve stator kanatçıklarına etkiyen kuvvet ve gerilmelerin hesabında kullanılan bir yaklaşım türetilmiştir. Dördüncü merhalede tork ve güç hesaplarında kullanılan denklemler türetilmiştir.
Çalışmanın uygulama kısmında bir simülasyon programı hazırlanmış ve geliştirilen matematik modelin uygulamaları yapılmıştır. Gerçekçi girdiler kullanılarak kamber çizgisi bir daire yayı olan rotor ve stator kanatçıkları tasarlanmıştır. Tasarlanan rotor ve stator kanatçıklarına etkiyen kuvvet ve gerilmeler hesaplanarak mukavemet yönünden irdelenmiştir. Rotor kanatçıklarının kesitinin belirlenmesinde gerilmelerin ön plana çıktığı, stator kanatçıklarının kesitinin belirlemesinde aerodinamik şartların ön plana çıktığı görülmektedir. Yapılan irdeleme rotorun yüksek hızla dönmesinden doğan santrifüj kuvvetin haricinde kalan kuvvetlerin rotor kanatçıklarındaki gerilmelere etkisinin göz ardı edilebilecek seviyede olduğunu göstermektedir. Kamber çizgisi yarıçapı 20 cm, çevresel hızı 300 m/s, jirasyon yarıçapı 25 cm, giriş açısı 30 derece, akma gerilmesi 280 MPa ve maksimum kalınlığı 3.2 mm olan bir numune kanatçığın ayrıntılı incelemesi yapılmıştır. Kütlesel debi 10 kg/s olduğu zaman söz konusu kanatçığın çevresindeki akış tamamen ses altı hızlarda gerçekleşmektedir. Kanatçığın gerilme emniyet katsayısının 1.66 civarında olduğu belirlenmiştir.
Çalışmanın geri kalan kısmında yukarıda bazı özellikleri verilen numune rotor kanatçığının çevresindeki sıkışır viskoz akış bir paket program kullanılarak incelenmiştir. Kanatçığın emme yüzeyinin sonundaki %35 lik bir kısımda sınır tabaka ayrılması olduğu görülmüştür.
Primary Language | Turkish |
---|---|
Subjects | Aerodynamics (Excl. Hypersonic Aerodynamics), Internal Combustion Engines |
Journal Section | Research Article |
Authors | |
Early Pub Date | September 29, 2025 |
Publication Date | October 3, 2025 |
Submission Date | September 3, 2025 |
Acceptance Date | September 16, 2025 |
Published in Issue | Year 2025 EARLY VIEW |
This work is licensed under Creative Commons Attribution-ShareAlike 4.0 International.