This thesis presents an experimental and computational fluid dynamics (CFD) study on a rectangular S-bend with straight and diffusing passages with passive effusion cooling. Experimental tests were performed at both cold and hot flow conditions over a range of Reynolds numbers from 2.5e5 to 4.5e5. Hot flow testing was conducted with the primary flow temperature up to 300 °C. Severe backpressure penalties occurred with full-surface passive effusion injection in cold flow tests. Moderate penalties occurred with reduced surface coverage whereby the performance was affected by the S-bend secondary fields with injection at different locations. High surface cooling effectiveness with full-coverage of cooling film was measured; the impacts from the S-bend secondary flow fields were measured to be minimal. The CFD study revealed the importance of using experimental flow boundary conditions for simulations. Using the standard k-ε model with wall functions was confirmed as appropriate for simulating the S-bend flow with effusion cooling. A coarse-grid CFD methodology using a porous wall boundary condition to simulate the effects of effusion cooling was investigated. From a design perspective, this model is preferable for quantifying the injection flow rate since the actual mass flow rate is not known. Comparison to the alternative solution using uniform mass flow boundary conditions showed that both models incorrectly predicted the momentum. The porous wall model, however, is promising for practical design applications of S-duct flow fields with effusion injections. / Thesis (Ph.D, Mechanical and Materials Engineering) -- Queen's University, 2013-12-23 14:20:32.38

Numerical simulation is progressively taking importance in the design of an aero- nautical engine. However, concerning the particular case of cooling devices, the high number of sub-millimetric cooling holes is an obstacle for computational sim- ulations. A classical approach goes through the modelling of the effusion cooling by homogenisation. It allows to simulate a full combustor but failsin representing the jet penetration and mixing. A new approach named thickened-hole model was developed during this thesis to overcome this issue. A work on improving the mesh resolution onkey areas thanks to an automatic adaptive method is also presented, leading to a clear breakthrough. In parallel, as the flame tube temperature is a cornerstone for the combustor durability,a low-cost approach is proposed to predict it. To meet the time-constraints of design, it is based on thermal modelling instead of a direct thermal resolution.

Dans la chambre de combustion, les températures auxquelles les parois sont soumises sont supérieures aux températures de fusion des matériaux. Afin de protéger les parois, une partie de l'air froid provenant du compresseur est injectée par des milliers de perforations (multiperforation). Cependant, face à l'enjeu de la pollution, les motoristes considèrent des solutions qui limitent la quantité d'air disponible pour le refroidissement. Son optimisation s'avère donc capital. Néanmoins, la très petite taille des perforations rend les simulations numériques coûteuses, et des modèles homogènes permettant de s'affranchir du maillage des trous ont gagné de l'importance. De plus, des études récentes ont mis en évidence l'intérêt d'une injection d'air de refroidissement non-alignée avec l'écoulement chaud (solution baptisée dilution giratoire). Cette thèse se propose, d'une part de développer un modèle homogène adapté à ce type nouveau d'injection et d'autre part de contribuer à la compréhension de la multiperforation giratoire. / Ln the combustion chamber, temperatures up to 2000K are reached, which exceeds by far the melting point of the liner materials. ln order to protect the liner, cool air from the combustion chamber outer casing is injected into the combustor through a large number of sub-millimeter closely-spaced holes (effusion cooling). However, strict environmental legislation has led jet-engine manufacturers to consider techniques that reduce the quantity of air available for cooling. Therefore, cooling system must be carefully designed. However, the size of the holes makes detailed numerical simulations unaffordable. Aerothermal models that mimic effusion cooling behavior are a promising solution. On the Other hand, up to now, far too little attention has been paid to a novel effusion cooling technique (compound angle effusion cooling), where cold air injection is not aligned With the hot air flow direction. The aim of this dissertation is twofold: to establish an effusion cooling model and to investigate the flow field of compound angle effusion cooling.

Dans les chambres de combustion aéronautiques, le refroidissement par micro-percage est la technique privilégiée pour protéger les parois contre les gaz chauds. L’air frais provenant du contournement traverse des milliers de perforations inclinées et for- ment des micro-jets. Ces derniers coalescent en un film qui protège les parois du tube a flamme. Avec les moyens informatiques actuels, effectuer une simulation aux grandes échelles d’un moteur réel est impossible. En effet, le nombre de micro-trous est beaucoup trop important pour permettre une résolution détaillée de chacun. Des modèles numériques sont donc nécessaires. Le modèle homogène, développé en 2008, permet de simuler des plaques multiperforees avec des maillages dont la résolution est supérieure a celle du trou. Il ne permet cependant pas de représenter la pénétration ni le mélange des jets avec les gaz chauds. Pour remédier a cela, une approche hétérogène, appelée modèle a trou épaissi, a été développée au cours de cette thèse. La précision étant toujours relative au maillage, une méthode de maillage adaptatif augmentant automatiquement la résolution dans les zones clés a été propose afin d’obtenir de meilleurs résultats pour un faible surcoût. Predire la température des parois du tube a flamme est l’objectif final des ingénieurs. A cet effet, une méthodologie appelée Adiab2colo, permettant d’évaluer la température de paroi a partir d’un calcul adiabatique non résolu, a également été développée. Ces trois techniques sont maintenant couramment utilisées par Safran Helicopter Engine pour la conception des moteurs de demain. / Numerical simulation is progressively taking importance in the design of an aero- nautical engine. However, concerning the particular case of cooling devices, the high number of sub-millimetric cooling holes is an obstacle for computational sim- ulations. A classical approach goes through the modelling of the effusion cooling by homogenisation. It allows to simulate a full combustor but failsin representing the jet penetration and mixing. A new approach named thickened-hole model was developed during this thesis to overcome this issue. A work on improving the mesh resolution onkey areas thanks to an automatic adaptive method is also presented, leading to a clear breakthrough. In parallel, as the flame tube temperature is a cornerstone for the combustor durability,a low-cost approach is proposed to predict it. To meet the time-constraints of design, it is based on thermal modelling instead of a direct thermal resolution.

Die Kühlung thermisch hoch belasteter Bauteile wird häufig mit Kühlverfahren realisiert, die auf dem Prinzip des Massetransports durch die Bauteilwand beruhen. Neben der Film- und Transpirationskühlung gehört die Effusionskühlung zu diesen Verfahren und basiert auf einer Reihe oder einem Raster von Bohrungen. Dieser Ansatz ermöglicht sowohl den Abtransport von Wärme aus dem Bauteil als auch die Ausbildung eines schützenden Kühlmittelfilms auf der Bauteiloberfläche. Viele Autoren beschäftigten sich in ihren Arbeiten mit den Auswirkungen der Filmkühlung auf den Wärmeübergang an der Bauteilwand und definierten einen Filmkühlwirkungsgrad, der die Effektivität der Kühlung widerspiegelt. Auch die Freistrahlen aus Effusionskühlbohrungen wurden mit diesen Mitteln untersucht und eine Vielzahl unterschiedlicher Einflussgrößen auf den Filmkühlwirkungsgrad identifiziert. Dazu gehören insbesondere geometrische Bedingungen, wie z.B. der Bohrungswinkel, das Verhältnis von Länge zu Durchmesser der Bohrung und die Austrittsgeometrie der Bohrungen. In späteren Beiträgen analysierten verschiedene Autoren die Einflüsse der Turbulenz sowie der Stoffwerte von Kühlmittel und Hauptströmung. Dabei kamen meist Luft und seltener Kohlendioxid oder Stickstoff als Kühlmittel zum Einsatz. In den letzten Jahren wurde das Verhalten des Kühlmittelstrahls vor allem numerisch untersucht. Dabei beschränkte sich das Berechnungsgebiet oftmals auf das direkte Umfeld der Effusionskühlbohrung und die Identifikation und Beschreibung auftretender Wirbelstrukturen. Der Bereich weiter stromab der Bohrung blieb oft unberücksichtigt. Die vorliegende Arbeit verfolgt den Ansatz, den Kühlmittelstrahl in der Hauptströmung zu beobachten. Das wird durch die Verwendung von Helium und Argon als Kühlmittel möglich, denn diese Gase können in der Luftströmung detektiert werden. Durch eine in zwei Richtungen bewegliche Kombisonde wird Gas aus der Grenzschicht abgesaugt und die Konzentration des Kühlmittels bestimmt. Die so an diskreten Punkten stromab der Effusionskühlbohrung erhaltenen Konzentrations- und Geschwindigkeitsprofile ermöglichen die Verfolgung des Kühlmittelstrahls und dessen Wechselwirkungen mit der Hauptströmung. Für eine vergleichende Analyse der gemessenen Profile entstand ein empirisches Verfahren zur Systematisierung der gesamten Messdaten. Die Definition einer mittleren Kühlmittelkonzentration innerhalb einer zweckmäßig festgelegten Höhe über der Wand und eines normierten Einblasparameters, der das Verhältnis der molaren Massen von Kühlmittel und Hauptströmung berücksichtigt, sind der Kern des empirischen Verfahrens. Für Vergleiche mit der Literatur erfolgte die Berechnung eines Filmkühlwirkungsgrads auf Basis der Massebilanz in der Grenzschicht und der mittleren Kühlmittelkonzentration. Während der Datenauswertung zeigte sich, dass der Bohrungswinkel einen geringen Einfluss auf die mittlere Kühlmittelkonzentration hat und so ein Bohrungswinkel von 30° ein guter Kompromiss zwischen Herstellungsaufwand und Kühlwirkung ist. Kühlmedien mit geringer molarer Masse und hoher spezifischer Wärmekapazität sollten bevorzugt werden, da deren Kühlwirkung hoch, der Einfluss auf die Grenzschicht aber gering ist. / The cooling of thermally heavily loaded components is commonly performed by injecting a mass flow through the component’s wall into the hot flow, which is called Film cooling. The main goal is to form a coolant film to reduce the hot side heat transfer and to absorb thermal energy in order to protect the component’s wall. There are different techniques available called film cooling, transpiration cooling and effusion cooling. By applying transpiration cooling, the cooling fluid is injected through a porous material into the hot gas flow. Unfortunately, these porous materials do not have the physical strength required to work within gas turbines. If the injection is done with a row or a pattern of holes so the cooling film is renewed at certain positions, the cooling technique is called effusion cooling. Film cooling means the injection of fluid through a slot without renewing the film. Many authors analyze the effect of the film or effusion cooling on the wall temperature, the heat transfer coefficient or the cooling effectiveness. Many influencing factors were identified, such as the length to diameter relation, the hole’s alignment, fluid properties as well as turbulence and vortices. Recent works use numerical simulations to investigate the turbulent flow and vortex development in the near field of the injection hole. Due to the complexity of the simulation, the effects far downstream area were not covered by these simulations. This work investigates the behavior of the cooling jet within the boundary layer above the wall. Therefore a foreign gas (Helium, Argon) was injected as coolant into a cross flow and a pitot probe was used to get gas samples out of the boundary layer and the coolant gas fraction was measured. The measured concentration was empirically systematized by comparative data analysis. Therefore, a mean concentration within a certain height above the wall was calculated. Also a normed blowing rate was used to include the molar masses of coolant and cross flow. With this mean concentration a cooling effectiveness is calculated based on a balance model and compared to the results in the literature. As a result of the data evaluation, the hole’s angle was found to have a minor influence on the mean coolant concentration. An angle of about 30° is a good compromise between production effort and cooling efficiency. Also coolant fluids with a low molar mass and high specific heat capacity should be preferred because of their low impact on the boundary layer.

Die Kühlung thermisch hoch belasteter Bauteile wird häufig mit Kühlverfahren realisiert, die auf dem Prinzip des Massetransports durch die Bauteilwand beruhen. Neben der Film- und Transpirationskühlung gehört die Effusionskühlung zu diesen Verfahren und basiert auf einer Reihe oder einem Raster von Bohrungen. Dieser Ansatz ermöglicht sowohl den Abtransport von Wärme aus dem Bauteil als auch die Ausbildung eines schützenden Kühlmittelfilms auf der Bauteiloberfläche. Viele Autoren beschäftigten sich in ihren Arbeiten mit den Auswirkungen der Filmkühlung auf den Wärmeübergang an der Bauteilwand und definierten einen Filmkühlwirkungsgrad, der die Effektivität der Kühlung widerspiegelt. Auch die Freistrahlen aus Effusionskühlbohrungen wurden mit diesen Mitteln untersucht und eine Vielzahl unterschiedlicher Einflussgrößen auf den Filmkühlwirkungsgrad identifiziert. Dazu gehören insbesondere geometrische Bedingungen, wie z.B. der Bohrungswinkel, das Verhältnis von Länge zu Durchmesser der Bohrung und die Austrittsgeometrie der Bohrungen. In späteren Beiträgen analysierten verschiedene Autoren die Einflüsse der Turbulenz sowie der Stoffwerte von Kühlmittel und Hauptströmung. Dabei kamen meist Luft und seltener Kohlendioxid oder Stickstoff als Kühlmittel zum Einsatz. In den letzten Jahren wurde das Verhalten des Kühlmittelstrahls vor allem numerisch untersucht. Dabei beschränkte sich das Berechnungsgebiet oftmals auf das direkte Umfeld der Effusionskühlbohrung und die Identifikation und Beschreibung auftretender Wirbelstrukturen. Der Bereich weiter stromab der Bohrung blieb oft unberücksichtigt. Die vorliegende Arbeit verfolgt den Ansatz, den Kühlmittelstrahl in der Hauptströmung zu beobachten. Das wird durch die Verwendung von Helium und Argon als Kühlmittel möglich, denn diese Gase können in der Luftströmung detektiert werden. Durch eine in zwei Richtungen bewegliche Kombisonde wird Gas aus der Grenzschicht abgesaugt und die Konzentration des Kühlmittels bestimmt. Die so an diskreten Punkten stromab der Effusionskühlbohrung erhaltenen Konzentrations- und Geschwindigkeitsprofile ermöglichen die Verfolgung des Kühlmittelstrahls und dessen Wechselwirkungen mit der Hauptströmung. Für eine vergleichende Analyse der gemessenen Profile entstand ein empirisches Verfahren zur Systematisierung der gesamten Messdaten. Die Definition einer mittleren Kühlmittelkonzentration innerhalb einer zweckmäßig festgelegten Höhe über der Wand und eines normierten Einblasparameters, der das Verhältnis der molaren Massen von Kühlmittel und Hauptströmung berücksichtigt, sind der Kern des empirischen Verfahrens. Für Vergleiche mit der Literatur erfolgte die Berechnung eines Filmkühlwirkungsgrads auf Basis der Massebilanz in der Grenzschicht und der mittleren Kühlmittelkonzentration. Während der Datenauswertung zeigte sich, dass der Bohrungswinkel einen geringen Einfluss auf die mittlere Kühlmittelkonzentration hat und so ein Bohrungswinkel von 30° ein guter Kompromiss zwischen Herstellungsaufwand und Kühlwirkung ist. Kühlmedien mit geringer molarer Masse und hoher spezifischer Wärmekapazität sollten bevorzugt werden, da deren Kühlwirkung hoch, der Einfluss auf die Grenzschicht aber gering ist. / The cooling of thermally heavily loaded components is commonly performed by injecting a mass flow through the component’s wall into the hot flow, which is called Film cooling. The main goal is to form a coolant film to reduce the hot side heat transfer and to absorb thermal energy in order to protect the component’s wall. There are different techniques available called film cooling, transpiration cooling and effusion cooling. By applying transpiration cooling, the cooling fluid is injected through a porous material into the hot gas flow. Unfortunately, these porous materials do not have the physical strength required to work within gas turbines. If the injection is done with a row or a pattern of holes so the cooling film is renewed at certain positions, the cooling technique is called effusion cooling. Film cooling means the injection of fluid through a slot without renewing the film. Many authors analyze the effect of the film or effusion cooling on the wall temperature, the heat transfer coefficient or the cooling effectiveness. Many influencing factors were identified, such as the length to diameter relation, the hole’s alignment, fluid properties as well as turbulence and vortices. Recent works use numerical simulations to investigate the turbulent flow and vortex development in the near field of the injection hole. Due to the complexity of the simulation, the effects far downstream area were not covered by these simulations. This work investigates the behavior of the cooling jet within the boundary layer above the wall. Therefore a foreign gas (Helium, Argon) was injected as coolant into a cross flow and a pitot probe was used to get gas samples out of the boundary layer and the coolant gas fraction was measured. The measured concentration was empirically systematized by comparative data analysis. Therefore, a mean concentration within a certain height above the wall was calculated. Also a normed blowing rate was used to include the molar masses of coolant and cross flow. With this mean concentration a cooling effectiveness is calculated based on a balance model and compared to the results in the literature. As a result of the data evaluation, the hole’s angle was found to have a minor influence on the mean coolant concentration. An angle of about 30° is a good compromise between production effort and cooling efficiency. Also coolant fluids with a low molar mass and high specific heat capacity should be preferred because of their low impact on the boundary layer.

<p dir="ltr">This work seeks to study a novel, actively cooled aerodynamic probe nacelle with integrated optics to enable short focal length laser diagnostics in high-temperature supersonic flows, especially relevant for Hot Jet wind tunnels. The nacelle has been designed to: i.) survive the thermal loads generated at Mach 6 and total conditions of 1700 K, 44 bar, and ii.) minimize the flow disturbance generated by the front bow shock. By enabling measurements at shorter focal lengths, higher irradiance is achieved at the focal point for the same laser power.</p><p dir="ltr">The thermal survivability of the nacelle is studied first via a 1D conjugate heat transfer model including effusion cooling effects. The coolant pressure predicted by the model is used as boundary condition in 3D Steady RANS numerical simulations, where spatially resolved cooling effectiveness contours are extracted. Flow distortion is also studied from the numerical simulations. Modelling accurately the effusion holes allows to study the coolant jets-bow shock interaction and its effect on the shape of the shock. The distance between the focusing lens and the bow shock is studied and compared to the focal length achieved if the optics were placed outside the facility. The shift in laser trajectory due to refractive index gradients across the flow is predicted using ray propagation models.</p><p dir="ltr">The cooling jacket of the nacelle is tested experimentally in an Open Jet wind tunnel at low supersonic (Mach~1.1), long duration, heated conditions. “In-situ” calibrated infrared thermography is used to obtain temperature and cooling effectiveness contours in the front faces and Atomic Layer Thermopiles (ALTPs) are used to measure heat flux and adiabatic heat transfer coefficient, enabling validation of the numerical models. High-frequency accelerometer data and Camera-Based vibrations data are collected to identify vibration frequencies and peak to peak amplitudes in the nacelle, allowing to correlate them with the momentum of the Open Jet and study their impact on the location of the focal point.</p>