Yüksek sıcaklık uygulamalarında çarpmalı jet ve ilave kanallara sahip film soğutmanın soğutma etkinliğine etkisinin farklı parametreler altında sayısal olarak incelenmesi
Numerical investigation of the cooling effectiveness of impingement jet and film cooling with additional channels under various parameters in high-temperature applications
- Tez No: 1010203
- Danışmanlar: DOÇ. DR. TAMER ÇALIŞIR
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD), Sentetik jet, Çarpan hava jetleri, Computational fluid dynamics (HAD), Synthetic jet, Impinging air jets
- Yıl: 2026
- Dil: Türkçe
- Üniversite: Gazi Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Gaz türbinlerinin ısıl verimliliğini ve itki kuvvetini artırmak için daha yüksek türbin giriş sıcaklıkları ve daha yüksek basınç oranları gerekmektedir. Ancak, türbinlerde kullanılan malzemeler bu yüksek giriş sıcaklıklarına dayanamaz. Bu nedenle, türbin giriş sıcaklığındaki artış, güvenilir işletme ve çalışma koşullarını sağlamak amacıyla çeşitli soğutma tekniklerinin geliştirilmesine yol açmıştır. Literatürde yer alan bazı deneysel çalışmalarda türbin kanadına ve yanma odasına genel soğutma etkinliğindeki (ϕ) olumlu bir etkiye sahip çarpmalı/efüzyon soğutma yönteminin uygulanmış ve çalışma sonucunda genel soğutma etkinliğindeki (ϕ) olumlu bir etkisi olduğu gözlemlenmiştir Bu çalışmada çarpmalı jet/ efüzyon soğutma uygulanmış art yakıcı ısı kalkanında bulunan film soğutma plakasına soğutma kanalları ilave edilerek oluşturulan yeni soğutucu sisteminin farklı parametreler altında soğutma etkinliği üzerindeki etkisi sayısal olarak incelenmiştir. Simülasyonlar, üfleme oranı M=0,5 – 2,0, film deliklerinin boyutsuz boyuna mesafesi sf/df=6, ilave soğutma kanallarının kütlesel debisi ṁp=0 ve 0,013 kg/s ve boyutsuz jet-film plaka mesafesi H/df= 2–18 için gerçekleştirilmiştir. Sonuçlar literatürdeki deneysel verilerle doğrulanmış ve iyi bir uyum sağlanmıştır. En dengeli ve yüksek performanslı çalışma koşullarının M = 2,0, H/df = 4-8 ve ṁp ≥ 0,0081 kg/s aralığında elde edildiği belirlenmiştir. İlave soğutma kanallarının kullanımının soğutma etkinliği üzerinde olumlu bir etkisi olduğu ve özellikle M=0,5, koşullarında ilave soğutma akışkanının kullanılmasıyla genel soğutma etkinliğinin yaklaşık %13-16 oranında artırılabileceği gözlemlenmiştir. Sonuçlar, düşük üfleme oranlarında ilave soğutma akışkanının yüksek üfleme oranlarına kıyasla daha büyük bir artış oranı sağladığını göstermektedir.
Özet (Çeviri)
Increasing the turbine inlet temperature and pressure ratio is crucial for enhancing the thermal efficiency and thrust of gas turbines. However, the materials used in turbine components are unable to withstand such high inlet temperatures, necessitating the application of advanced cooling techniques to ensure safe and reliable operation. Among these techniques, impingement/effusion cooling has been shown to provide improved overall cooling effectiveness in turbine blades and combustion chambers. In the present study, a novel cooling configuration is proposed by integrating additional cooling channels into the film cooling plate of an afterburner heat shield employing impingement jet/effusion cooling. The thermal performance of the proposed system is numerically investigated under various operating conditions. Simulations are performed for blowing ratios ranging from M= 0,5 – 2,0, a dimensionless streamwise film-hole spacing of sf/df= 6, mass flow rates of the additional cooling channels of ṁp=0 and 0,013 kg/s, and dimensionless jet-to-plate distance ratios of H/df = 2-18. The numerical results are validated by using available experimental data from the literature and a good agreement has been obtained. It was observed that the best operating conditions are identified as M = 2,0, H/df = 4-8 and ṁp≥ 0,0081 kg/s. The incorporation of additional cooling channels is found to significantly enhance the overall cooling effectiveness, particularly at low blowing ratios. At M = 0,5, the overall cooling effectiveness increases by approximately 13–16% when additional cooling flow is used. Furthermore, the results indicate that the relative enhancement provided by the additional cooling flow is more pronounced at lower blowing ratios compared to higher ones.
Benzer Tezler
- Uzatılmış jet çarpmalı soğutmada dalgalı hedef yüzeyin ısı geçişine etkisinin nümerik olarak incelenmesi
Numerical investigation of the effect of wavy target surface on heat transfer in extended jet impact cooling
KADİRCAN KASAB
Yüksek Lisans
Türkçe
2025
Makine MühendisliğiSakarya ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. UFUK DURMAZ
- Numerical investigation of heat transfer in generic gas turbine blade with impingement cooling under high crossflow effect
Yüksek çapraz akış etkisi altında çarpma jet soğutmalı jenerik bir gaz türbini kanadında ısı transferinin sayısal incelenmesi
SEFA YILMAZ
Yüksek Lisans
İngilizce
2026
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
- The ımpact ınduced damage behavıour of carbon/epoxy plates
Karbon/epoksi levhalarin darbeye bağli hasar davranişi
SEVGİ ÖZTEKİN NARİN
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Mühendislik Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiMetalurji ve Malzeme Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MUSTAFA LUTFİ ÖVEÇOĞLU
DR. ÖMER EKSİK
- An actıve gate drıver cırcuıt desıgn for parallel connected mosfets ın low voltage ınverter applıcatıons
Düşük gerilim evirici uygulamalarinda kullanilan paralel bağli mosfet'ler için aktif kapi sürme devresi tasarimi
BERKAY KEZİBAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiElektrik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MURAT YILMAZ
- Ice accretion prediction with mixed phase cloud particles
Karışık fazdaki bulut partikülleri ile buz birikimi tahmini
ERDEM AYAN
Doktora
İngilizce
2017
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. SERKAN ÖZGEN