Show simple item record

dc.contributor.advisorTorres Nieves, Sheilla
dc.contributor.authorMartinez Valle, Wilmer A.
dc.description.abstractIn commercial aircraft engines, improvements of 1% in overall engine efficiency represent millions of dollars in fuel savings and a considerable reduction of CO emissions. Analyzing, understanding and optimizing each process within the gas turbine is highly important. For the scope of this study, the airfoils in an axial-compressor, one of the primary components of the engine, will be studied. The general purpose of the axial-compressor in a gas turbine is to convert rotational mechanical energy into increased pressure of the flow. However, when operating beyond the design point, the external conditions of the flow around the compressor blade become unstable and the flow loss increases. The turbulent flow at such high pressures has yet to be fully understood in the literature. It is known that boundary layer development has a direct impact on the flow losses, hence, on the aerodynamic performance. The study of the region closer to the surface of the blade is of particular interest since the flow interacts with the blade surface and the free-stream. The turbulent boundary layer experiments were performed to study the influence of the Free Stream Turbulence (FST) and the external pressure gradient on a smooth surface of the NACA 65-410 airfoil profile. The pressure distribution over NACA 65-410 compressor airfoils was measured using pressure taps and connected to a digital manometer bank. The experimental data obtained from this research was compared with numerical approximation and experimental data from other authors, allowing the validation of the present research. Overall, all of the external conditions that were analyzed, such as FST and PG, have an impact on the behavior of the boundary layer development. For the case of the aerodynamic performance, experiments with and without FST were performed. When all the cases were compared, for both the individual case and the cascade case, it was observed that the FST does in fact influence the experiments. The FST provokes the reduction of the coefficient of pressure (Cp), the lift coefficient (Cl) and the drag coefficient (Cd). Therefore, when talking about modeling and designing compressor axial blades, the FST and PG must be considered. Identifying and reducing the external conditions effects in an experiment will certainly aid in reducing the inaccuracies that perhaps come from modeling.en_US
dc.description.abstractEn motores de aviones comerciales, un 1% de mejora en la eficiencia general de los motores representa millones de dólares en ahorro de combustible y una reducción considerable de emisiones de CO. Analizar, entender y optimizar cada proceso dentro de la turbina de gas es de suma importancia. Para el alcance de este estudio, los perfiles alares en un compresor, uno de los principales componentes de la turbina de gas, serán estudiados. El propósito general del compresor axial dentro de una turbina de gas es convertir energía mecánica rotacional en incremento de presión de flujo entrante. Sin embargo, cuando se opera más allá del punto de diseño, las condiciones externas del flujo alrededor del álabe del compresor se convierten inestables y las pérdidas del flujo incrementan. La turbulencia de flujo libre (o FST) a presiones tan altas aún no se ha comprendido completamente en la literatura. Se sabe que el desarrollo de la capa límite tiene un impacto directo en las pérdidas de flujo y, por lo tanto, en el rendimiento aerodinámico. El estudio de la región más cercana a la superficie del perfil alar es de particular interés ya que el flujo interactúa con la superficie del álabe y la corriente libre. Los experimentos de la capa límite turbulenta se realizaron para estudiar la influencia de la turbulencia de flujo libre (FST) y el gradiente de presión externo sobre una superficie lisa del perfil alar NACA 65- 410. La distribución de presión sobre los perfiles aerodinámicos NACA 65-410 del compresor se midieron utilizando tomas de presión y se conectó a un manómetro digital. Los datos experimentales obtenidos de esta investigación se compararon con la aproximación numérica y los datos experimentales de otros autores, lo que permitió la validación de la presente investigación. En general, todas las condiciones externas que se analizaron, como FST y PG, tienen un impacto en el comportamiento del desarrollo de la capa límite. Para el caso del rendimiento aerodinámico, se realizaron experimentos con y sin FST. Cuando se compararon todos los casos, tanto para el caso individual como para el caso en cascada, se observó que la FST sí influye en los experimentos. El FST provoca la reducción del coeficiente de presión (Cp), el coeficiente de sustentamiento (Cl) y el coeficiente de arrastre (Cd). Por lo tanto, cuando se habla de modelar y diseñar álabes axiales de compresor, se debe considerar el FST y PG. Identificar y reducir los efectos de las condiciones externas en un experimento, sin duda ayuda a reducir las imprecisiones que quizás surjan del modelado.en_US
dc.subjectCompressor Cascadeen_US
dc.subjectBoundary Layer Theoryen_US
dc.subjectAirfoils Adjacenten_US
dc.subject.lcshGas turbineen_US
dc.subject.lcshAxial flow compressoren_US
dc.subject.lcshTurbulent boundary layeren_US
dc.titleEffects of external conditions on the boundary layers of adjacent blades on a compressor cascadeen_US
dc.rights.licensePublic Domainen_US
dc.rights.holder(c) 2018 Wilmer Martinez Valleen_US
dc.contributor.committeeCancelos Mancini, Silvina
dc.contributor.committeeAraya, Guillermo
dc.contributor.representativeRivera Gallego, Wilson Engineeringen_US
dc.contributor.collegeCollege of Engineeringen_US
dc.contributor.departmentDepartment of Mechanical Engineeringen_US

Files in this item


This item appears in the following Collection(s)

  • Theses & Dissertations
    Items included under this collection are theses, dissertations, and project reports submitted as a requirement for completing a degree at UPR-Mayagüez.

Show simple item record

Public Domain
Except where otherwise noted, this item's license is described as All Rights Reserved