Fan shaped film cooling technologies for gas turbines

Abstract

Havacılık itki ve güç üretim sistemlerinde gaz türbinlerinden yararlanılır. Gaz türbinleri, yüksek performans ve verim sağlayan, kompleks ve yüksek teknoloji seviyesine sahip makinelerdir. Son yıllarda havacılık sektöründe, ileri teknoloji uçak motorları isterleri ortaya çıkmıştır. Bu motorlar, yüksek teknoloji makineleri olabilmeleri için, düşük yakıt tüketiminden ve yüksek türbin giriş sıcaklık seviyesinden oluşur. Yüksek seviye gaz türbini performansı için, en önemli anahtar teknolojilerden biri artan türbin giriş sıcaklıklarıdır. Bu artış, ileri seviye malzeme gelişimi ve kompleks soğutma sistem tasarım yapıları yardımı ile elde edilir. Malzeme gelişiminden daha büyük etkiye sahip soğutma sistemi tasarımları günden güne gelişmektedir. Yanma odasından çıkan yüksek enerjili yanmış gazlar ilk olarak türbin palelerine uğramaktadır ve en ileri soğutma teknolojileri bu parçalarda kullanılır. Çarpma yöntemi, türbülans arttırıcı yapıların kullanıldığı iç kanallar, film soğutma soğutma teknolojilerine örnektir. Bu çalışma kapsamında, validasyon ve araştırma çalışmaları açısından film soğutma seçilmiştir. Bu uygulamanın bir türü olarak, son yıllarda sıklıkla kullanılmaya başlanan fan şekilli film soğutma incelenecektir. Şekilli film soğutmanın en önemli tasarım parametresi olan yanal film etkinliği, farklı geometrik özelliklere ve akış özelliklerine sahip sayısal modeller ile incelenecektir. İlk olarak test donanımı koşullarıyla doğrulama modelleri oluşturulacaktır. Daha sonra farklı geometrik özelliklere ve besleme koşullarına sahip farklı modeller kurulacaktır. Ek olarak, farklı akış fiziği davranışına neden olan soğutma sıvısı hızının besleme kanalındaki etkileri de araştırılacaktır. Delik içi ve delik çıkışındaki akış fiziği tüm durumlar için incelencektir. Silindirik ve fan şekilli delik için tahliye katsayısı ve iyileşme faktörü aynı sınır koşulları ile birlikte incelenecektir.Gas turbines are utilized in aviation propulsion and power generation systems. They are complex and high technology machines that provide high performance and efficiency. In recent years, advanced technology aircraft engines have requested in the aviation industry. These engines are consist of low fuel consumption and high turbine inlet temperature level in order to become high-tech machine. For high levels of gas turbine performance, one of the most important key technologies is the increasing turbine inlet temperature. This increasing is achieved by means of advanced material development and complex cooling system design features. Cooling system design which has greater impact than material development is improved day by day. High-energy burnt gases coming out of the combustion chamber first pass through the turbine blades and the most advanced cooling technologies are used on these parts. Impingement cooling, internal channels with turbulence enhancing structures, film cooling are examples of some cooling technologies. Within the scope of this thesis, film cooling is selected in terms of validation and investigation studies. As the kind of this application, fan shaped film cooling which has been frequently used in recent years, will be examined. Lateral film effectiveness that is the most important design parameter of shaped film cooling, will be investigated with numerical models with different geometric features and flow properties. Firstly, validation models will be created with test rig conditions. Then, different models will be set up with different feeding conditions and geometric properties. In addition, effects of coolant velocity in feeding channel which causes different flow physics behavior will be researched. The flow physics inhole and dowsntream of the hole will be investigated for all cases. The discharge coefficient and recovery factor for cylindrical and fan shaped holes are examined with the same boundary conditions.