Multi-objective optimization of an axial compressor blade

Abstract

Kritik çalışma hızı bölgelerinde kanatçık doğal frekansları ile bir hava aracı motorunun uyarım kademeleri arasındaki kritik çakışmalar, eşzamanlı olarak tınlayıcı titreşimlerin ve yüksek değişken gerilmelerin artmasına sebep olur. Kanatçıklara etkiyen dinamik kuvvetler ya da titreşim kaynaklı değişken gerilmeler yüksek çevrimli yorulma hasarı ile neticelenebilir. Kanatçık çalışma ömrü için kritik çalışma aralığındaki rezonans durumlarından sakınmak önem arz eder. Çalışmanın amaçları, rezonans durumlarından kaçınmak için kanatçığının titreşimsel davranış optimizasyonu yöntemini belirlemektir ve hesaplama süresini düşürmek için sadece kanatçık sonuçlarının yeterli olduğunu göstermek maksadıyla kanatçık-disk ile sadece kanatçık titreşim analizi sonuçlarının farklarını karşılaştırıp parameter korelasyonu adımı elemek maksadıyla parameter korelasyonu sonuçları ile kanatçık gerinme enerjisi yoğunluk bölgeleri arasındaki ilişkiyi değerlendirerek optimizasyon sürecini hızlandırmaktır. Çalışmanın bir diğer amacı ise deneysel titreşim testleri yaparak yapısal bütünlük açısından başlangıç ve eniyi geometrileri doğrulamaktır. Bu tezde, kanatçık ANSYS BladeModeler kullanılarak parametrik hale getirilmiştir. Kanatçık-disk ile sadece kanatçık modellerinin modal analiz sonuçları karşılaştırılmıştır. Rezonans durumlarını tespit etmek için Campbell ve SAFE diyagramları çizilmiştir. Baskın parametereleri bulmak için parametre korelasyonu yapılmıştır. Gerinme enerjisi yoğunluk bölgeleri ile baskın parametrelerin konumları, birbirleri arasındaki paralelliği göstermek için karşılaştırılmıştır. Optimum tasarımı bulmak için çok amaçlı genetik algoritmalar kullanılarak optimizasyon yapılmıştır. Son olarak, eniyilenmiş ve ilk kanatçık geometrileri imal edilmiştir ve geometrilerin sonlu elemanlar analiz ile test sonuçlarını karşılaştırmak için doğal frekanslarını elde etmek üzere deneysel titreşim testleri gerçekleştirilmiştir.Critical coincidences between natural frequencies of the blade and excitation orders of an aeroengine in critical operating speed zones, give rise to resonant vibrations and high alternating stress concurrently. The dynamic forces or vibrational alternating stresses acting on the blades can result in high cycle fatigue failure. Avoiding resonance conditions is essential for operational life of the blade consequently. The aims of the study are to state methodology of vibrational behaviour optimization of the blade to avoid from resonance conditions and to expedite the process by comparing bladed disk and blade-only model modal analysis results to show the blade-only results are sufficient to reduce computational time and by evaluating a relationship between strain energy density regions of the blade and results of parameter correlation to eliminate parameter correlation step. Another aim of the study is to validate optimum and initial geometries in terms of structural integrity by performing experimental vibration tests. In this thesis, the blade is parameterized by using ANSYS BladeModeler. Modal analysis results of the bladed disk and blade-only models are compared. Campbell and SAFE Diagrams are drawn to detect resonance conditions. Parameter correlation is performed to find dominant parameters. Strain energy density regions and dominant parameter locations are compared to show the parallelism between each other. Optimization using multi-objective genetic algorithms is conducted to find the optimum design. Finally, the optimized and initial blade geometries are manufactured, and experimental vibration tests are performed to obtain natural frequencies of the geometries to compare FEA and test results.