This research work presents an adjoint approach to optimize the aero-thermalproperties of gas turbine blades. The flow solver is a Reynolds-Averaged Navier-Stokes code applicable to structured grids. The flow governing equations are discretizedusing a second-order finite-volume scheme and for artificial dissipation, theJameson-Schmidt-Turkel (JST) scheme is applied in order to accurately capture theflow discontinuities. The code uses a five-stage modified Runge-Kutta explicit temporaldiscretisation and utilizes the multigrid method, residual smoothing and thelocal time stepping for convergence acceleration.A loosely coupled conjugate heat transfer (CHT) method is applied to considerthe effect of the internal convective cooling and obtain the fluid-solid interface temperatureat the blade surface. A finite-element solver is developed to solve the energyequation in the solid domain and the governing equation is solved by implementingthe weak-Galerkin finite-element discretization scheme where an unstructured lineartriangular mesh is adopted for the solution domain. The temperature at the solid andfluid interface is computed through an iterative exchange of the boundary conditionsacross the interface using the Flux Forward Temperature Back (FFTB) method. Forexternally cooled blades, a source term injection model is implemented to model theeffect of external cooling on the blade surface heat transfer.The optimization procedure is gradient-based and the blade shape optimizationis accomplished through SNOPT, a sequential-quadratic programming package thatis capable of automatically handling the linear and/or non-linear flow and geometric constraints. To efficiently calculate the gradients, a continuous adjoint method isemployed and in order to be consistent with the flow boundary condition, a characteristicbased approach is utilized in developing the adjoint boundary conditions.The flow solver is validated for several benchmark turbomachinery cascades.The optimization procedure is applied to several inviscid and viscous turbine andcompressor blades to enhance the aerodynamic and/or thermal performance. Thedeveloped optimization algorithm is demonstrated to be efficient in terms of computationaltime and accuracy for the optimization of two-dimensional turbomachinerycases where it provides promising results in reducing the desired objective functionswhile respecting the imposed flow and geometric constraints. / Ce travail de recherche présente une approche adjointe capable d'optimiser les propriétés aéro-thermique de cascades de turbine à gaz. Le solveur est un flux de Reynolds-moyenne de Navier-Stokes code applicable aux maillages structurés. Le flux régissant les équations sont discrétisées en utilisant un schéma de second ordre de volumes finis et pour la dissipation artificielle, la méthode Jameson-Schmidt-Turkel (JST) est appliquée afin de saisir le choc avec précision. Le code utilise un schéma modifié Runge-Kutta à 5-étapes pour la discrétisation temporelle et utilise la méthode multigrille, pas de temps explicite, et des pas de temp locale pour accélérer de la convergence. Pour une cascade refroidie extérieurement, un modèle d'injection à terme source est mis en oeuvre pour modéliser l'effet de refroidissement externe sur le transfert de chaleur à la surface de la pale. Le méthode du transfert de chaleur couplé conjugué (CHT) est appliquée pour considérer l'effet du refroidissement par convection interne et d'obtenir la température de l'interface fluide-solide à la surface de la pale. Un solveur d'éléments finis est é développé pour résoudre l'équation de l'énergie dans le domaine solide et l'équation régissant est résolu par l'application du schéma faibles-Galerkin discrétizé d'éléments finies où un maillage linaires triangulaire non-structuré est adopté pour le domaine fluide. La température à l'interface solide-fluide est calculée en utilisant la méthode Flux Devant Température Arrière (FFTB) aux conditions limites à travers l'interface. La procédure d'optimisation est à base de gradients et l'optimisation de la forme de cascade est accompli par SNOPT, un logicielle de programmation quadratique séquentielle qui est capable de traitement automatique d'un écoulement linéaire et/ou non linéaireet des contraintes géométriques. Pour bien calculer les gradients, une méthode adjointecontinue est utilisée, et afin d'être compatible avec la condition limite de flux,une approche basée caractéristique est utilisée pour les conditions limites adjointe.Le solveur d'écoulement est validé pour plusieurs cas standard de turbomachines.La procédure d'optimisation est appliquée à plusieurs cascades de turbomachinesvisqueuses et non visqueuses pour les propriétés aérodynamiques et/ou thermique.L'algorithme d'optimisation développée démontre l'efficacité de l'optimisation des turbomachines en deux dimensions où il fournit des résultats promettant en termes de réduction des fonctions objectives, tout en respectant le flux imposé et des contraintes géométriques.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:LACETR/oai:collectionscanada.gc.ca:QMM.114402 |
| Date | January 2013 |
| Creators | Mousavi, Seyyed Arash |
| Contributors | Sivakumaran Nadarajah (Supervisor) |
| Publisher | McGill University |
| Source Sets | Library and Archives Canada ETDs Repository / Centre d'archives des thèses électroniques de Bibliothèque et Archives Canada |
| Language | English |
| Detected Language | French |
| Type | Electronic Thesis or Dissertation |
| Format | application/pdf |
| Coverage | Doctor of Philosophy (Department of Mechanical Engineering) |
| Rights | All items in eScholarship@McGill are protected by copyright with all rights reserved unless otherwise indicated. |
| Relation | Electronically-submitted theses. |
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