Nozzle guide vane cooling design for the gas turbine engines
Gaz türbinli motorlarda türbin sabit kılavuz kanadında soğutma tasarımı
- Tez No: 915928
- Danışmanlar: PROF. DR. HASAN GÜNEŞ
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2024
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Isı ve Akışkan Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 141
Özet
Kompresör, yanma odası ve türbin bir gas türbinli motorun temel komponentlerindendir. Hava kompresörden girer. Kompresör akışkan üzerine iş yapar. Kompresörden geçen havanın basıncı ve sıcaklığı artar. Sıcaklığı ve basıncı kompresörde artmış olan hava yanma odasına girer. Yanma odasında meydana gelen yanmadan sonra gazın sıcaklığı artar. Yanma odasından sonra hava türbin bölümüne girer. Yanma odasından sonraki türbindeki ilk durak yüksek basınç türbininin sabit kılavuz kanadıdır (nozzle guide vane). Akışkanın enerjisini kullanan türbin, kompresörleri sürer. Gaz türbinli motorlar Brayton çevrimi ile çalışır. Brayton çevrimine göre $T_{4}$ ile adlandırılan türbin giriş sıcaklığı arttığında Brayton çevriminin verimi de artmaktadır. Bu nedenle $T_{4}$ sıcaklığın mümkün olduğu kadar arttırılması gerekmektedir. Yüksek sıcaklıkların türbin sabit kılavuz kanadı üzerinde mukavemet ve ömür açısından olumsuz etkileri vardır. Ayrıca malzeme servis sıcaklığı da $T_{4}$ sıcaklıklarını sınırlar. Bu nedenle mühendisler başka bir çözüm düşündüler. Türbin sabit kılavuz kanadını soğutacak tasarımlar buldular. Kanadın soğutulması için türbin bölümünden daha basınçlı ve daha soğuk hava kullanılır. Bu hava kompresörün farklı kademelerinden sağlanır. Türbin sabit kılavuz kanadını soğutmanın farklı yolları vardır. Kanat, içeriden veya dışarıdan soğutulabilir. Soğutmanın ana felsefesi ısı transfer katsayısını yönetmektir. Kanadın dışında basınç ve emme tarafında ısı transfer katsayısı dağılımı farklılık gösterir. Kanadın dışındaki ısı transfer katsayısı dağılımı, film soğutma deliklerinin lokasyonuna karar verirken önemlidir. Isı transfer katsayısı, nusselt sayısının artışı ile orantılıdır. Dış akıştaki ısı transfer katsayısının artması, dolayısıyla nusselt sayısının artması, yanma odasından çıkan gazların metalin sıcaklığını artırmasına sebep olur. Bu yüzden film soğutma deliklerinin lokasyonu, ısı transfer katsayısının arttığı lokasyonlara açılırsa daha iyi soğutma sağlanır. Kanadın içinde dolaşan soğutucu akışkanın performansını artırmak için ısı transfer katsayısını artırmak gereklidir. Soğutucu akışının türbülansı arttıkça, türbin sabit kılavuz kanadının iç kısmı için ısı transfer katsayısı da artar. Bu yüzden türbin sabit kılavuz kanadının içinde çeşitli türbülatör geometrileri kullanılır. Bu çalışmada bir türbin sabit kılavuz kanadı için soğutma geometrisi tasarlanmıştır. Parçada soğutma için film soğutma delikleri kullanılmıştır. Ayrıca parçanın hücum kenarında çarpma delikleri bulunur. Ayrıca parçanın firar kenarında pin-finler bulunur. Bu pin-finler havanın türbülansını arttırır. Geometri tasarlandıktan sonra hesaplamalı akışkanlar dinamiği yazılımı ile kontrol edilmiştir. Sonuç olarak sıcaklık dağılımları bulunmuştur.
Özet (Çeviri)
Compressor, combustion chamber, and turbine are main parts of gas turbine engines. Air enters from the compressor. The compressor works on the air. The pressure and temperature of the air is increased. Air has high temperature and high pressure enters the combustion chamber. Combustion occurs and the temperature of the gas is increased. After the combustion chamber air enters the turbine section. The first stop is the nozzle guide vane which is stationary airfoil in the high-pressure turbine location after the combustion chamber. Using the high pressure and temperature of the flow, the turbine drives the compressors. Gas turbine engines work with the Brayton cycle. According to the Brayton cycle, when the turbine entering temperature that is named with $T_{4}$ is increased, the efficiency of the Brayton cycle is increased. Therefore, $T_{4}$ temperature should be increased as possible as. High temperatures have negative effects on the nozzle guide vane in terms of strength, and life. Besides, the material service temperature limits the $T_{4}$ temperatures. Therefore, engineers thought of another solution. They found cooled vane and blade design. Compressed and relatively colder air according to the turbine section is used for the cooling of the vane. This air is provided by compressors at different stages. There are different ways of cooling of vane. Also, vane can be cooled inside or outside. The main philosophy of cooling is managing the heat transfer coefficient. Heat transfer coefficient distribution differs pressure side and suction side of the outside of the vane. Therefore, the location of film cooling holes is important in terms of the outside heat transfer coefficient distribution. The heat transfer coefficient is proportional to the increase of the Nusselt number. The increase in the heat transfer coefficient in the external flow, and therefore the increase in the Nusselt number, causes the gases coming from the combustion chamber to increase the temperature of the metal. Therefore, if the location of the film cooling holes is designed to locations where the heat transfer coefficient increases, better cooling is achieved. In order to increase the performance of the coolant flow inside the vane, it is necessary to increase the heat transfer coefficient. Moreover, as the turbulence of the coolant flow increases, heat transfer coefficient of increases for the inside of the nozzle guide vane. That's way various turbulator geometries are used inside of the nozzle guide vane. In this study, sample nozzle guide vane coolant geometry is designed. Part has film cooling holes for outside of the cooling. Also, impingement holes are located in leading edge of the part. Also, pin-fins are located in trailing edge of the part. That pin-fins increase the turbulence of air. Geometry is designed and checked with computational fluid dynamics software. Temperature distributions are found.
Benzer Tezler
- Havacılık sektöründe kullanılan döküm malzemelere uygulanan talaşlı imalat yöntemlerinin geliştirilmesi
Development of mechanic manufacturing methods applied to casting materials used in the aviation sector
BURAK ALPEREN TUNÇ
Yüksek Lisans
Türkçe
2021
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. LEVENT TRABZON
- Jet çarpma ile soğutma sistemi özelliklerinin sayısal araştırılması
Numerical characterization of a jet impingement cooling system
EMİN NADİR KAÇAR
Yüksek Lisans
Türkçe
2014
Makine MühendisliğiEskişehir Osmangazi ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. LATİFE BERRİN ERBAY
- Türbin sabit kanatçığının verilen ısı transferi katsayısı ve basınç dağılımını kullanarak ANSYS ile 2-boyutlu termal ve yapısal analizi
Thermal and structural analysis of a 2-D turbine nozzle guide vane for a given heat transfer coefficient and pressure distrubition with ANSYS
MURAT İLKER ÇELİK
Yüksek Lisans
Türkçe
2005
Makine MühendisliğiEskişehir Osmangazi ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF.DR. KEMAL TANER
- Numerical investigation of the flowfield in transonic turbine cascades
Transonik eksenel türbin kaskadlarındaki akış alanının nümerik olarak incelenmesi
MİTHAT BERK AKSOY
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Makine MühendisliğiGebze Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ SEDAT TOKGÖZ
- A study for the effects of turbine blade out on structural integrity of TJ90 turbojet engine
TJ90 turbojet motorunda türbin kanatçık kaybının motor yapısal bütünlüğüne etkisi
YÜCEL BEKİ
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MESUT KIRCA