بهينه‌سازي سازه‌اي پره توربين گاز به منظور تنظيم فركانس طبيعي و كاهش احتمال فلاتر

Structural optimization of the turbine blade to tune the natural frequency and reduce the probability of flutter

تنظيم مقدار فركانس طبيعي پره‌هاي توربين گاز، يكي از فاكتورهاي اساسي در طراحي و توليد اين پره‌ها مي‌باشد. علاوه بر تمهيداتي كه براي دوري از وقوع تشديد در پره‌ها بايد انديشيده شود، مساله فلاتر نيز از دغدغه‌هاي اصلي طراح توربين است؛ اين ناپايداري مي‌تواند منجر به وقوع ارتعاشات بالا و شكست پره گردد. در يك رديف پره‌هاي متحرك توربين كه بر روي يك ديسك نصب مي‌شوند، اختلاف فركانس طبيعي بين پره‌هاي مختلف مي‌تواند احتمال وقوع فلاتر را كاهش دهد؛ به اين ترتيب يكي از روش‌هاي موثر در كاهش ريسك وقوع ناپايداري، ايجاد اختلاف عمدي بين فركانس طبيعي پره‌هاي مجاور است كه با روش‌هاي مختلف انجام مي‌گيرد؛ در اين مقاله روشي ارائه شده است كه با ايجاد تغييرات بهينه در طرح اصلي ايرفويل پره، دو طرح با بيشترين اختلاف فركانس به دست آيد كه همچنان در محدوده مجاز هندسه پره باشند. تابع هدف اين بهينه‌سازي از تركيب بيشينه‌سازي اختلاف فركانس طبيعي طرح جديد از هندسه اصلي پره و كمينه‌سازي معياري از اختلاف هندسه طرح‌هاي جديد از هندسه اوليه، به دست مي‌آيد؛ قيود بهينه‌سازي شامل محدود نگاه داشتن تغيير هندسه مقاطع طرح پره‌هاي جديد نسبت به طرح اصلي، در محدوده‌اي مشخص است. شيوه انجام بهينه‌سازي استفاده از روش سطح پاسخ به همراه تحليل اجزاي محدود است كه در آن استفاده از نرم‌افزار اجزاي محدود و روش‌هاي آماري و طراحي آزمون با شيوه‌هاي بهينه‌سازي رياضي همراه گرديده‌اند. در اين مقاله در حين ارائه روش كلي، يك هندسه خاص ايرفول پره، كه مبناي توليد بوده است، انتخاب شده و دو طرح بهينه برمبناي آن به دست آمده است؛ انتظار مي‌رود بين فركانس طبيعي مود اول ارتعاشي پره‌هايي كه با اين دو طرح ساخته مي‌شوند نزديك به 6/3% مقدار نامي اختلاف وجود داشته باشد؛ با رعايت تلرانس بسته‌تري در توليد، اين پره‌ها همچنان در محدوده تلرانسي طرح اوليه باقي خواهند ماند.

The main factors of the gas turbine blade design are aerodynamic factors which control the performance of the turbine. In the multidisciplinary optimization procedure, the maximum stress value and natural frequency besides the aerodynamic functions such as power and efficiency of the gas turbine are optimized and a tolerance zone is determined for each blade section profiles afterwards. But for the pre designed blades which have only considered the aerodynamic aspects of the blade, the design can still be optimized with structural integrity aspects as the objective function of the optimization procedure. Of course the new design can only deviate from its nominal value within the tolerance zone with the aim of optimizing the structural quantities. Therefore, this approach is only practical for a very precise manufacturing procedure with a small manufacturing tolerance zone. In this study, the airfoil design parameters are optimized in a way that the natural frequency of the blade is maximized or minimized. The aim of this work is to split one design into two groups of blades with maximum difference in their natural frequency in order to apply mistuning on the blades and prevent flutter as much as possible. The mistuning approach is usually performed by final process procedures such as blending after machining of the blades. In the current study, two designs for the airfoil profiles of the blades are obtained within the pre defined tolerance zone by maximizing the frequency difference considering minimum geometry change. The advantage of this mistuning approach compare to the conventional approach is reducing the final process time and their down ward effects on the blade performance. Response Surface Method (RSM) as the optimization method besides Finite Element Method as the modal analysis solver of this work is utilized.