This study focused on experimentally determining the cooling performance of a fully cooled, scaled-up model of a C3X turbine vane. The primary objective was to determine the differences in overall effectiveness in the presence and absence of a hot mainstream flowing over the vane. Overall effectiveness was measured using a thermally scaled matched Biot number vane with an impingement plate providing the internal cooling. This is the first study focused on investigating the effect of removing the mainstream flow and comparing the contour and laterally-averaged effectiveness data in support of the development of an assembly line thermal testing method. It was found that the proposed method of factory floor testing of turbine component cooling performance did not provide comparable information to traditional overall effectiveness test methods. A second experiment was performed in which the effect of altering the angle of attack of a flow into a passive turbulence generator was investigated. Measurements in the approach flow were taken using a single wire hot-wire anemometer. This study was the first to investigate the effects such a setup would have on fluctuating flow quantitates such as turbulence intensity and integral length scale rather than simply the mean quantities. It was found that both the downstream turbulence intensity and the turbulence integral length scale increase monotonically with approach flow incidence angle at a specified distance downstream of the turbulence generator. / text

Η θερμοδυναμική ανάλυση του κύκλου Brayton υποδεικνύει ότι η θερμική απόδοση και το ειδικό έργο εξόδου ενός αεριοστρόβιλου μπορούν να βελτιωθούν με την αύξηση της θερμοκρασίας εισόδου των αεριών της καύσης στον στρόβιλο. Επιπλέον, οι αυξημένες θερμοκρασίες εισόδου στον στρόβιλο συνοδεύονται και από μείωση της κατανάλωσης καυσίμου, ενώ σε αεροπορικές εφαρμογές οι υψηλότερες θερμοκρασίες έχουν ώς αποτέλεσμα την αύξηση της ώσης του κινητήρα. Δυστυχώς όμως, οι υψηλές αυτές θερμοκρασίες θέτουν σε κίνδυνο την ακεραιότητα των εξαρτημάτων του στροβίλου υψηλής πίεσης και ειδικότερα τα πτερύγια (blades) του στροβίλου και το δάπεδο (endwall) στο οποίο τα πτερύγια αυτά είναι προσκολλημένα. Στους μοντέρνους κινητήρες, η θερμοκρασία εισόδου στον στρόβιλο μπορεί να φτάνει και στα επίπεδα των 1900Κ, θερμοκρασία η οποία υπερβαίνει το σημείο τήξης των υλικών από τα οποία είναι κατασκευασμένα τα εξαρτήματα του στροβίλου. Αυτό έχει ως αποτέλεσμα τα εξαρτήματα του στροβίλου να λειτουργούν σε πολύ σκληρότερο περιβάλλον απ' ότι στο παρελθόν. Η διατήρηση επαρκούς διάρκειας ζωής στις υψηλές αυτές θερμοκρασίες απαιτεί την ανάπτυξη νέων υλικών κατασκευής και αποτελεσματικών μεθόδων ψύξης για τα εξαρτήματα του στροβίλου. Για την αντιμετώπιση και την αποφυγή της αστοχίας των πτερυγίων (blades) και των δάπεδων (endwall) των πτερυγικών διακένων στους στροβίλους, η μέθοδος του "film cooling" έχει ενσωματωθεί στον σχεδιασμό τους. Κατά την διεργασία της ψύξης των εξαρτημάτων με την μέθοδο αυτή, ψυχρός αέρας αφαιμάσσεται από το στάδιο του συμπιεστή, διοχετεύεται μέσω εσωτερικών θαλάμων του κινητήρα στα εξαρτήματα του στροβίλου και εγχέεται μέσω διακριτών οπών στα τοιχώματα των πτερυγίων και των δαπεδικών τοιχωμάτων. Μετά την έξοδο του από τις οπές, ο ψυκτικός αέρας σχηματίζει ένα λεπτό, προστατευτικό στρώμα-φιλμ μεταξύ των θερμών αερίων της καύσης και της μεταλλικής επιφάνειας των εξαρτημάτων. Μια εκ των κρίσιμων περιοχών οι οποίες υποβάλλονται σε αυξημένους ρυθμούς μετάδοσης θερμότητας είναι και η περιοχή γύρω από την περιφέρεια σύνδεσης των πτερυγίων (blades) με τα δάπεδα (endwalls) του στροβίλου. Η περιοχή αυτή κυριαρχείται από την παρουσία ισχυρών τρισδιάστατων δευτερογενών ροών (γνωστές και ώς junction flows) οι οποίες προκαλούν αύξηση των τοπικών ρυθμών μετάδοσης θερμότητας στην περιοχή της τάξης του 350%. Επιπλέον, οι ροές αυτές, εμποδίζουν την διείσδυση ψυκτικού ρευστού στην προβληματική περιοχή εκτοπίζοντας το μακριά από την επιφάνεια του δαπέδου πριν αυτό προλάβει να παράσχει ικανοποιητική ψύξη. Αντικείμενο της παρούσας διδακτορικής διατριβής, είναι η μελέτη, ανάπτυξη και δοκιμή (τόσο πειραματικά όσο και υπολογιστικά) μιας πρωτότυπης γεωμετρίας ψύξης (με την μέθοδο του film cooling), για την αποτελεσματική αντιμετώπιση του προβλήματος της υπερθέρμανσης της περιοχής σύνδεσης του πτερυγίου – δαπέδου κυρίως γύρω από το επίπεδο του χείλους προσβολής. Το κύριο χαρακτηριστικό της πρωτότυπης μεθόδου έγχυσης είναι ότι το ψυκτικό εκχέεται κατά τέτοιο τρόπο έτσι ώστε οι ροϊκές γραμμές του ψυκτικού να υποβοηθούνται από την περιστροφική κίνηση των τοπικών τρισδιάστατων ροών. Η πολυπλοκότητα του προβλήματος ψύξης της συγκεκριμένης περιοχής προκύπτει από δύο στοιχεία. Πρώτον, όπως αναφέρθηκε και προηγουμένως, η ροή στην περιοχή σύνδεσης κοντά στο τοίχωμα χαρακτηρίζεται από πολύπλοκη τρισδιάστατη δομή. Δεύτερον, το πρόβλημα χαρακτηρίζεται από τρείς θερμοκρασίες: την θερμοκρασία της κύριας ροής, την θερμοκρασία του τοιχώματος και την θερμοκρασία του ψυκτικού αέρα. Για την πλήρη διερεύνηση των χαρακτηριστικών της προτεινόμενης μεθόδου ψύξης η εργασία περιλαμβάνει τόσο πειραματικό όσο και υπολογιστικό σκέλος: Υπολογιστικό Σκέλος (Computational part): Ο επιτυχής σχεδιασμός μιας πιθανής γεωμετρίας ψύξης για την συγκεκριμένη περιοχή του δαπέδου (endwall) απαιτεί την γνώση και κατανόηση της τοπικής ροής μέσα στην οποία το τζετ του ψυκτικού πρόκειται να εισέλθει. Επιπλέον, είναι σημαντική η κατανόηση της αλληλεπίδρασης που αναμένεται μεταξύ του ψυκτικού αέρα με την τοπική τρισδιάστατη ροή. Για τον σκοπό αυτό, χρησιμοποιήθηκε η μέθοδος της υπολογιστικής ρευστοδυναμικής (Computational Fluid Dynamics) για την πρόβλεψη του σχετικού τρισδιάστατου βασικού πεδίου ροής στην περιοχή σύνδεσης του πτερυγίου (blade) - δαπέδου (endwall). Έγιναν προσομοιώσεις τόσο για την βασική γεωμετρία απουσία έγχυσης (οι οποίες χρησιμοποιήθηκαν ως πεδίο αναφοράς) όσο και προσομοιώσεις παρουσία της πρωτότυπης έγχυσης οι οποίες αφορούσαν την επίδραση διαφόρων παραμέτρων στην αποτελεσματικότητα της ψύξης της προβληματικής περιοχής. Στις προσομοιώσεις υιοθετήθηκε η εξής θερμοκρασιακή κατανομή: Θερμό δάπεδο (endwall) - Θερμότερη κύρια ροή (mainstream) - Ψυχρός αέρας έγχυσης, η οποία είναι και αντίστοιχη με αυτήν που εμφανίζεται σε πραγματικές εφαρμογές. Τα αποτελέσματα των προσομοιώσεων βοήθησαν στην κατανόηση του ροϊκού πεδίου στην περιοχή σύνδεσης τόσο ποιοτικά όσο και ποσοτικά σε ότι αφορά τα σχετικά μεγέθη των ροϊκών δομών και των αεροδυναμικών χαρακτηριστικών τις περιοχής. Αυτό είχε ώς αποτέλεσμα τον αποτελεσματικό σχεδιασμό της πρωτότυπης γεωμετρίας έγχυσης. Επιπλέον, οι υπολογιστικές προβλέψεις ήταν πολύ βοηθητικές προς την κατεύθυνση κατανόησης και ερμηνείας των πειραματικών αποτελεσμάτων, αφού παρείχαν την δυνατότητα συσχέτισης της προκύπτουσας κατανομής της θερμοκρασίας στο δάπεδο (endwall) με τις τοπικές τρισδιάστατες ροές. Πειραματικό Σκέλος (Experimental part): Για την πειραματική διερεύνηση της αποτελεσματικότητας της προτεινόμενης μεθόδου ψύξης, χρησιμοποιήθηκε μια νέα τεχνική η οποία αναπτύχθηκε ως μέρος της παρούσας εργασίας, υιοθετώντας θερμοκρασιακή κατανομή αντίστροφη από αυτήν που χρησιμοποιήθηκε για τις υπολογιστικές προβλέψεις, π.χ. Ψυχρή κύρια ροή (mainstream) - Θερμό πλαϊνό τοίχωμα (endwall) - Θερμότερος αέρας έγχυσης. Χρησιμοποιώντας την μέθοδο αυτή και με την χρήση υπέρυθρης θερμογραφίας (infrared thermography), ποσοτικοποιείται η αποτελεσματικότητα στην ψύξη του πλαϊνού τοιχώματος και προσδιορίζεται η περιοχή στην οποία η ψύξη είναι αποτελεσματική. Επιπλέον της ποιοτικής και ποσοτικής αποτίμησης της αποτελεσματικότητας της ψύξης, ήταν αναγκαίες αεροδυναμικές μετρήσεις για τον καθορισμό του αεροδυναμικού κόστους της προτεινόμενης μεθόδου ψύξης. Οι μετρήσεις αυτές, δίνουν μια ένδειξη του κατά πόσον η μέθοδος επηρεάζει την μεγέθυνση και ένταση των δευτερογενών ροών (π.χ. δίνη διακένου (passage vortex)) στην περιοχή κατάντη της ζώνης αλληλεπίδρασης του ψυκτικού τζετ με την τοπική τρισδιάστατη ροή. / The thermodynamic analysis of the Brayton cycle designates that the thermal efficiency and the specific work output of a Gas Turbine can be improved by increasing the Turbine Inlet Temperatures. Furthermore, increment of the turbine inlet temperatures also results into lower fuel consumption rates, while, if the gas turbine is meant for propulsion purposes, increment of the turbine inlet temperatures also results into increased engine thrust. Unfortunately, these high gas temperatures jeopardize the integrity of the high pressure turbine components and more particular, the turbine blades and the endwall on which the blades are attached. In modern turbines, the turbine inlet temperature may reach the level of 1900K, exceeding by far the melting temperature of the metal walls. As a result, the turbine components operate at much harsher environments than in the past. Maintaining adequate life in these high temperatures requires the development of new materials and manufacturing processes, as well as efficient cooling methods for the components of the turbine. In order to address and avoid the failure of the blades and endwall of a turbine cascade, the method of "film cooling" has been incorporated as part of the components design process. In the latter method, air is bled from the compressor stage, passed through internal chambers of the engine to the turbine components and is injected through discrete holes in the walls of the blades and the endwall, forming a thin protective layer film between the hot combustion gases and the metal surfaces of the parts. A critical region that is subjected into increased thermal stresses is the area around the leading edge - endwall juncture, which is inherently dominated by the presence of strong three dimensional secondary flows (also known as juncture flows) responsible for the increment of the local heat transfer rates to the order of 350%. Moreover, these flows, prevent the penetration of the fluid in the problematic area, displacing the coolant mass flux away from the surface of the endwall before providing adequate cooling. The subject of the current thesis, is the design, development and testing (both experimental and computational) of a prototype cooling scheme (with the method of film cooling), in order to effectively address the endwall overheating problem around the leading edge - endwall juncture, especially around the stagnation plane area. The main feature of the novel injection method is that the coolant air is ejected in such a way that the cooling effectiveness in the area is assisted by the rotational sense of local three-dimensional flows. The complexity of film cooling for the problematic area arises from two facts. Firstly, as mentioned previously the flow around the leading edge junction is characterized by complex three dimensional flows. Secondly, the problem is characterized by three temperatures: the temperature of the main flow, the endwall temperature and the temperature of the coolant air. In order to fully investigate the features and characteristics of the proposed cooling method, the work of the current thesis includes both, an experimental and a computational part: Computational part: The successful design of a possible cooling scheme for the particular region of the endwall requires the knowledge and understanding of local flow in which the coolant jet is to be entrained. Furthermore, it is important to understand the expected interaction between the coolant air and the local three-dimensional flow. For this purpose, the method of Computational Fluid Dynamics was employed for predicting the relevant three-dimensional flow field around the blade-endwall junction area. Simulations were made for both, the basic geometry in the absence of any coolant injection (which were used as a reference point) and simulations during the employment of the proposed coolant injection method which concerned the effect of various parameters on the cooling efficiency of the problematic area. For the simulations, the following temperature step was adopted: Warm endwall - Warmer main flow (mainstream) - Cold air injection, which is similar to that seen in real applications. The CFD predictions were very helpful towards understanding the relevant flow field in the junction area, both qualitatively and quantitatively in terms of the relative magnitudes of the flow structures and the aerodynamic characteristics of the flow in the region. Experimental part: For the experimental investigation regarding the effectiveness of the proposed cooling method, a new experimental technique was employed which was developed as part of the current thesis. In the latter technique, a reversed temperature step is adopted (when compared to the relevant temperature step adopted for the numerical simulations), e.g. Cold main flow (mainstream) - Warm endwall - Warmer air injection. Along with the use of infrared thermography, the endwall film cooling effectiveness is quantified and the region that the injection is effective is determined. In addition to the qualitative and quantitative evaluation of the cooling effectiveness, extensive aerodynamic measurements were necessary in order to evaluate the aerodynamic costs of the proposed cooling method. These measurements provide an indication of whether the cooling process affects the growth and intensity of secondary flows (e.g. passage vortex) in the region downstream of the coolant jet-local three-dimensional flow interaction.

No description available.

No description available.

The following study presents an experimental and computational investigation on the effects of implementing a dual cavity slashface configuration and varying slashface coolant leakage mass flow rate on the thermal performance for a 1st stage nozzle guide vane axisymmetric converging endwall. An upstream doublet staggered cylindrical hole jet cooling scheme provides additional purged coolant with consistent conditions throughout the investigation. The effects are measured in engine representative transonic mainstream and coolant flow conditions where Mexit = 0.85, Reexit = 1.5 × 106, freestream turbulence intensity of 16%, and a coolant density ratio of 1.95. Four combinations of slashface Fwd and Aft cavity mass flow rate are experimentally analyzed by comparing key convective heat transfer parameters. Data is collected and reduced using a combination of IR thermography and a linear regression technique to map endwall heat transfer performance throughout the passage. A flow visualization study is employed using 100 cSt oil-based paint to gather qualitative insights into the endwall flow field. A complimentary CFD study is carried out to gather additional understanding of the endwall flow ingestion and egression behavior as well as comparing performance against a conventional cavity configuration. Experimental comparisons indicate slashface mass flow rate variations have a minor effect on passage film cooling coverage. Instead, coolant coverage across the passage is primarily driven by upstream purge coolant. However, endwall heat transfer coefficient is reduced as much as 20% in mid-passage areas as leakage flow decreases. This suggests that changes in leakage flow maintains a first order correlation in altering passage aerodynamics that, despite relatively consistent film cooling coverage, also leads to significant changes in net heat flux reduction in the passage. Endwall flow behavior proves to be complex along the gap interface showing signs of ingestion, egression, and tangential flow varying spatially throughout the gap. CFD comparisons suggests that a dual cavity configuration varies the gap static pressure distribution closer to the mainstream pressure throughout the passage in high speed applications compared to a single cavity configuration. The resulting decelerating flow creates a more stable endwall flow profile and favorable coolant environment by reducing boundary layer thinning and shear interaction in near gap endwall tangential flow. / Master of Science / Gas turbines are often exposed to high temperatures as they convert hot, energetic gas streams into mechanical motion. As turbines receive higher temperature gases, their efficiency increases and reduces waste. However, these temperatures can get too hot for turbine parts. To survive these high temperatures, turbine components are often assembled with a gap in between to allow the part to expand and contrast when it heats and cools. Relatively cold air is also fed into the gap to help prevent hot gases from entering. This cold air can also feed into other pathways to flow onto the turbine component's surface and act as an insulating layer to the hot gas and protect the component from overheating. The study presented investigates an assembly gap, referred to as a slashface gap, found in the middle of a vane located immediately after gas combustion with cold air leaking through. One unique aspect of this study is that there are two pathways for cold air, or coolant, to leak through when, typically, there is only one. The slashface gap lies on a wall which the vanes are attached to, referred to as the endwall. Multiple small holes on the endwall in between the combustor and vanes jet out coolant to try and protect the endwall from hot gases. These holes, called jump cooling holes, point out towards the vanes and angled more shallowly so that the holes do not face directly up from the endwall. The holes are angled as they are meant to gracefully spray coolant to cover and insulate the endwall instead of mixing with the hot air above. The experiments found that changing how much coolant is leaked through the slashface has little effect on how much coolant from jump cooling holes covered the endwall. However, smaller slashface leaks better protect the endwall from the hot gas by forcing it to move smoother and give off less heat across the endwall rather than a tumbling like manner. The experiment is modeled on a computer simulation to determine the differences of a slashface gap with the typical one coolant pathway and the coolant dual pathway configuration that is tested in the experiments. This simulation discovered that having two coolant pathways significantly reduces how much hot gas and jump cooling coolant enters and leaves the slashface gap. This makes the surrounding airflow along the endwall travel more smoothly and does not give off as much heat as if a single coolant pathway configuration is used instead.

No description available.