Designing the Blades in the First Stage of a Small-Scale Gas Turbine Compressor Operating Under Transonic Conditions and Conducting Aerodynamic and Structural Analyses

Yıl 2025, ERKEN GÖRÜNÜM, 1 - 1

Halit Karabulut , Emre Yıldırım

https://doi.org/10.2339/politeknik.1776494

Öz

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.

Anahtar Kelimeler

Gas turbine , axial compressor , meanline analysis , blade profile , boundary layer seperation

Küçük Ölçekli Bir Gaz Türbininin Transonik Şartlarda Çalışan Kompresörünün Birinci Kademesinde Bulunan Kanatçıkların Tasarlanması, Aerodinamik ve Yapısal İncelemelerinin Yapılması

Öz

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.

Anahtar Kelimeler

Gaz türbini , eksenel kompresör , orta çizgi analizi , kanatçık profili , sınır tabaka ayrışması

Kaynakça

• [1] Meher-Homji C.B., “The historical evolution of turbomachinery”, Proceedings of 29th Turbomachinery Symposium, Texas, USA, 281–321, (2000).
• [2] https://www.lycoming.com, “Lycoming. O & IO-540 Operation Manual”, (2025).
• [3] https://www.tei.com.tr, “TUSAŞ Engine Industries (TEI), T700-TEI-701D”, (2025).
• [4] Yahya S.M., “Turbines Compressors and Fans”, 4th ed., McGraw Hill, New Delhi, (2011).
• [5] Mattingly J.D., “Elements of Gas Turbine Propulsion”, McGraw Hill, New Delhi, (1996).
• [6] Saravanamuttoo H.I., Rogers G.F.C. and Cohen H., “Gas Turbine Theory”, 5th ed., Pearson Education, (2001).
• [7] Lewis W.J., Brew J.S., Bryanston-Cross P. and Nawasra J, “Form-finding as a modelling tool for shaping mechanical components: A feasibility case study of an axial-flow compressor blade”, Engineering Structures, 33(9): 2612–2620, (2011).
• [8] Boyce M.P., “Gas Turbine Engineering Handbook”, 2nd ed., Gulf Professional Publishing, (2011).
• [9] Pavlenko D., Dvirnyk Y. and Przysowa R., “Advanced materials and technologies for compressor blades of small turbofan engines”, Aerospace, 8(1): 1, (2020).
• [10] Boyer R.R., “An overview on the use of titanium in the aerospace industry”, Materials Science and Engineering, 213(1-2):103–114, (1996).
• [11] Biollo R. and Benini E., “Recent advances in transonic axial compressor aerodynamics”, Progress in Aerospace Sciences, 56: 1-18, (2013).
• [12] Srinivas G., Raghunandana K. and Satish, S. B., “Axial-flow compressor analysis under distorted phenomena at transonic flow conditions” Cogent Engineering, 5(1): 1526458, (2018).
• [13] Piegl L. and Tiller W., “The NURBS Book”, 2nd ed., Springer Science & Business Media, (2012).
• [14] Kündeş N.A.K., Aksel M. and Baran Ö., “Development of an automatic design and analysis tool for axial flow compressors”, Isı Bilimi ve Tekniği Dergisi, 39(2): 179–190, (2019).
• [15] Deng H., Luo L., Yan H., Zhou X., Du W. and Luo Q., “Experimental and numerical study on a three-stage high-load axial compressor with 3D blade design”, Energy, 316: 134399, (2025).
• [16] Carter A.D.S. and Hughes H.P., “A theoretical investigation into the effects of profile shape on the performance of aerofoils in cascades”, British A.R.C., R&M No. 2384, (1946).
• [17] Hearsey R.M., “Program HT0300 NASA 1994 Volume 2”, The Boeing Company, (1994).
• [18] Horlock J.H., “Axial Flow Compressors”, Butterworth Publications Limited, (1958).
• [19] Lieblein S., “Chapter VI: Experimental Flow in Two-Dimensional Cascades”, Aerodynamic Design of Axial-Flow Compressors, NASA-SP-36: 183–226, (1965).
• [20] Miller G.R., Lewis Jr. G.W. and Hartman M.J., “Shock losses in transonic compressor blade rows”, ASME. J. Eng. Power, 83(3): 235–241, (1961).
• [21] Robbins W.H., Jackson R.J. and Lieblein S., “Chapter VII: Blade-Element Flow in Annular Cascades”, Aerodynamic Design of Axial-Flow Compressors, NASA-SP-36: 227–254, (1965).
• [22] Smith S.L., “One-dimensional mean line code technique to calculate stage-by-stage compressor characteristics”, Master Thesis, University of Tennessee – Knoxville, Master of Science, (1999).
• [23] Mukhamediarov R. and Genceli H., “Implementing the streamline curvature method for preliminary design of multi-stage axial compressors”, International Journal of New Findings in Engineering, Science and Technology, 2(2): 106–120, (2024).
• [24] Lieblein S., “Loss and stall analysis of compressor cascades”, Journal of Basic Engineering, 81(3): 387–397, (1959).
• [25] Koch C.C. and Smith L.H., “Loss sources and magnitude in axial-flow compressors”, Journal of Engineering for Power, 98(4): 411–424, (1976).
• [26] Aungier R.H., “Centrifugal Compressors: A Strategy for Aerodynamic Design and Analysis”, ASME Press, (2000).
• [27] Howell A.R., “Fluid dynamics of axial compressors”, Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, 153(1): 441-452, (1945).
• [28] Eftari M., Javaniyan J.H., Shahhoseini M.R., Ghadak F. and Rad M., “Performance prediction modeling of axial-flow compressor by flow equations”, Journal of Mechanical Research and Application, 3(1): 49-55, (2011).
• [29] Zhang J., Zhou Z., Cao H. and Li Q., “Aerodynamic design of a multi-stage industrial axial compressor”, Advances in Engineering Software, 116: 9–22, (2018).
• [30] Tournier J.M. and El-Genk M.S., “Axial flow, multi-stage turbine and compressor models”, Energy Conversion and Management, 51(1): 16–29, (2010).
• [31] Aftab M.S., Khan M.A., Ali F. and Parvez K., “Design and analysis of a five stage axial flow compressor”, Proceedings of 2017 Fifth International Conference on Aerospace Science & Engineering (ICASE), Islamabad, Pakistan, 1–9, (2017).
• [32] Dixon S.L. and Hall C., “Fluid Mechanics and Thermodynamics of Turbomachinery”, Butterworth-Heinemann, (2013).
• [33] Perrotti D., “Two dimensional design of axial compressor – An enhanced version of LUAX-C”, Master Thesis, Lund University, Department of Energy Sciences, (2013).
• [34] Popov E.P., “Engineering Mechanics of Solids”, Pearson Education, New York, (1998).
• [35] Gudmundsson S., “General Aviation Aircraft Design”, Butterworth-Heinemann, (2013).