Türbin kanatlarında jet çarptırmalı soğutmanın deneyselve sayısal olarak incelenmesi /
Yazar: MEHMET BORA KÜÇÜKALPELLİ
Danışman: DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Isı-Akışkan Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2021
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Günümüzde artan güç ihtiyacı sebebiyle herhangi bir amaçla güç üretiminde kullanılan
bir cihazda yüksek verimlere ulaşılması büyük önem kazanmıştır. Yüksek verimlere
ulaşılmasının yanı sıra cihazların boyut olarak küçültülmesi de bir tasarım gereksinimi
haline gelmiştir. Yüksek verimlerde yüksek güç elde etmek, küçülen boyutların
etkisiyle önemli bir soğutma ihtiyacını da beraberinde getirmektedir. Özellikle
elektronik komponentlerde ve kimyasal enerjinin mekanik enerjiye çevrildiği
motorlarda soğutma ihtiyacı önem kazanmıştır. Bilgisayarlarda kullanılan ekran
kartları ile işlemcilerden küçük boyutlu ve yüksek performanslı olmaları
beklenmektedir. Anılan bilgisayar parçaları yüksek güç yoğunluğuna sahip olmaları
sebebiyle oldukça ısınmaktadır ve bu parçaların malzeme yapıları belirli bir
sıcaklıktan sonra bozulmaktadır. Bu sebeple, anılan bilgisayar parçalarının
soğutulmaları gerekmektedir. İlgili bilgisayar parçalarına ek olarak, özellikle askeri
araçlarda kullanılan motorlarda parçaların soğutulması verimli güç elde etmek için
gerekli bir işlemdir.
Bazı enerji santrallerinde ve hava araçlarında itki elde etmek için kullanılan gaz
türbinli motorların günümüzde yüksek verimlerde yüksek güç elde etmesi için
çalışmalar yapılmaktadır. Gaz türbinli motorlar brayton güç çevrimine göre
çalışmaktadır. Brayton güç çevriminde, sistemde hava kompresör yardımı ile
basınçlandırılarak yanma odasına gönderilip yanma işlemi gerçekleştirilir. Yanma
sonucunda oluşan sıcak yanma sonu gazları türbine gönderilerek kimyasal enerjinin
mekanik enerjiye dönüşümü gerçekleştirilir.
Gaz türbinli motorlarda verimi arttırmak için kompresördeki sıkıştırma oranı
arttırılabilir. Ancak bu durumda yanma odasına giren havanın sıcaklığı artmaktadır.
Yanma sırasında verilen enerji sebebiyle yanma odasından çıkan yanma sonu
gazlarının da sıcaklıkları artmaktadır. Sıcaklığı artan yanma sonu gazları türbin
bölgesindeki parçaların malzeme yapısını bozacak seviyelere çıkmaktadır. Bu sebeple,
yüksek sıcaklıklara dayanıklı malzemeler üzerine çalışmalar yapılmaktadır. Ancak,
belirli bir seviyeye kadar çıkartılabilen malzeme eşik sıcaklıkları yeterli olmamaktadır.
Verimi arttırmak için çıkılan bu gaz sıcaklıklarından malzemelerin korunması
gerekmektedir. Bu sebeple malzeme eşik sıcaklıklarının korunması için malzemelere
soğutma işlemi uygulanmaktadır.
Jet çarptırmalı soğutma yöntemi ile bu soğutma işlemi gerçekleştirilmektedir. Literatür
çalışmasında görüldüğü üzere jet performansının ve jet ile hedef yüzey arasındaki
mesafenin soğutma performansına etkisi bulunmaktadır. Bu sebeple, bu çalışmada jet
performansını arttırmak için jet çapı jet deliklerinin merkezleri arasındaki mesafe ve
akışkanın hızı ile değerlendirmeler yapılmıştır. Bu çalışmada jet ile hedef yüzey
arasındaki mesafenin jet akışına etkileri değerlendirilerek farklı jet yerleşimleri
incelenmiştir. 
xx
Türbin kanatlarında yaygın olarak kullanılan jet çarptırmalı soğutma tekniği, deneysel
ve sayısal olarak incelenmiştir. Jet konfigürasyonlarının sayısal olarak incelenebilmesi
için doğrulanmış bir hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) modeli oluşturulmuştur.
Bu doğrulama çalışmalarının yapılabilmesi için bir deney gerçekleştirilmiştir.
Literatürde bulunan bir deney düzeneği oluşturularak deneyler gerçekleştirilip
doğrulama çalışmalarında kullanılacak değerler elde edilmiştir. Deney düzeneğinde
bir adet iç bükey şerit direnç kullanılarak sıcaklığı arttırılan ince bir duvar
bulunmaktadır. Tek sıralı yedi adet jetten oluşan bir kasa içerisinden hedef sıcak
yüzeye çarptırılan hava etkisiyle sıcak duvar soğutulmaktadır. Deney sırasında duvar
sıcaklıklarının ölçülebilmesi için sıvı kristal kullanılarak belirli bir çalışma aralığı için
duvar sıcaklıkları takip edilmiştir. Doğrulama çalışmalarında kullanılmak üzere deney
sonunda sıvı kristalin görüntüsü alınmıştır.
Doğrulama çalışmalarında kullanılacak olan HAD modeli için çözüm yöntemleri ve
değerlendirme sırasında kullanılacak olan boyutsuz ifadeler için incelemeler
yapılmıştır. Deney sırasında sisteme sağlanan hava debisi ile hız değerlerine göre jet
bölgesindeki reynolds sayısı (Re) hesaplanarak akış türünün türbülanslı olduğu
belirlenmiştir. Momentum denklemlerinin çözümü için gerekli türbülans modeli
olarak k-ω STT türbülans modeli seçilmiştir. Yapılan literatür araştırmalarında k-ω ve
k-𝜀 türbülans modelleri harmanlanarak oluşturulan bir model olduğu görülmüştür. kω modeli duvar dibi bölgesindeki akış problemlerinin çözümündeki deney sonuçları
ile uyumu ve k-𝜀 modelinin akış bölgesindeki akış problemlerinin çözümlerinde
verdiği iyi sonuçlar sebebiyle bu iki model üzerinden k-ω STT türbülans modeli
oluşturulmuştur. Literatürde k-ω STT türbülans modeli ile yapılan jet akışı
problemlerinde deney sonuçları ile görülen yüksek uyum miktarı sebebiyle doğrulama
ve sonrasında yapılan çalışmalar için bu türbülans modelinin kullanılması
değerlendirilmiştir.
Deney düzeneği geometrisi ile bir akış hacmi oluşturularak belirlenen türbülans
modeli çözümlemeleri için çözüm ağı yapısı oluşturulmuştur. Bu ağ yapısı için eleman
sayısından bağımsızlık çalışması yapılarak uygun çözüm ağı yapısı elde edilmiştir.
Deney sırasında ölçülen değerler ve ayrıca hesaplanarak belirlenen sınır şartları
modele tanıtılarak doğrulama çalışması yapılmıştır. Doğrulama çalışması için deney
sırasında görüntüleri alınan sıvı kristal fotoğrafları kullanılmıştır. Oluşturulan HAD
modeli kullanılarak yaklaşık %7 hata payı ile doğrulama çalışmaları tamamlanıp
analiz modeli elde edilmiştir.
Oluşturulan HAD modeli ile farklı parametreler için jet çarptırmalı soğutma
performansı incelenmiştir. Jet deliği merkezleri arasındaki mesafenin(X), jet deliği
çapına(D) oranı(X/D), sabit bir jet ile hedef yüzey arasındaki mesafenin(Y) jet deliği
çapına(D) oranı(Y/D) için değerlendirilerek jetler arası mesafenin soğutmaya etkisi
değerlendirilmiştir. Daha sonra sabit bir X/D için farklı Y/D etkisi incelenerek en iyi
soğutma performansının sağlandığı X/D ve Y/D oranları için Re sayısındaki değişimin
soğutma performansına bakılmıştır.
Yapılan bu değerlendirmeler için duvar sıcaklıkları, jet bölgesinde hız değerleri, hız
vektörleri ve duvardaki ısı taşınım katsayısı incelenmiştir. Duvar sıcaklıklarının ve
duvar dibi bölgesindeki hız değerlerinin ısı taşınım katsayısına olan etkileri
değerlendirilmiştir. Isı geçişi problemlerinde kullanılan boyutsuz bir ifade olan Nu
sayısına etkileri incelenerek en iyi soğutma performansını sağlayan X/D ve Y/D
oranları ile Re sayıları belirlenmiştir. 
xxi
Analizler kapsamında yapılan değerlendirmeler ve incelemelere göre X/D oranı
azaldıkça soğutma performansının arttığını Y/D oranı için ise böyle bir genelleme
yapılamayacağı görülmüştür. Y/D oranı için referans alınan değerin en iyi soğutma
performansını sağladığı yapılan analiz çalışmaları ile bulunmuştur. En iyi soğutma
performansının görüldüğü X/D ve Y/D oranları için üç farklı Re değerinde analizler
yapılarak Re sayısının soğutma performansı üzerindeki etkileri incelenmiştir.
Değerlendirmeler sonucunda hem X/D hem de Y/D oranı için 2 değeri en yüksek
soğutma performansını sağlamıştır. Bu çalışmalar 20500 Re sayısı için
gerçekleştirilirken her iki oran için 2 değerinde Re sayısı arttırılarak analizler
tekrarlanmıştır. 24500 ve 28500 Re sayısı tekrarlanan analizler sonucunda Re sayısının
artması ile jet çarpttırmalı soğutma performansının arttığı belirlenmiştir. En uygun
koşullar altında duvar dibindeki akışkan hızlarının artması ile ısı taşınım katsayısı yani
Nu sayısı artmaktadır. Dolayısıyla ısı geçiş performansı artmaktadır.

Abstract:
Due to the increasing need for power, nowadays reaching high efficiencies in a device
used in power generation for any purpose has gained major importance. In addition to
achieving high efficiencies, reducing the size of the devices has become a design
requirement. Obtaining high power at high efficiency brings with it a significant
cooling requirement with the effect of its shrinking dimensions. Especially in
electronic components and engines where chemical energy is converted into
mechanical energy, the need for cooling has gained importance. Graphics cards and
processors used in computers are expected to be small in size and high performance.
The aforementioned computer parts get very hot due to their high power density and
the material structures of these parts deteriorate after a certain temperature. For this
reason, the mentioned computer parts need to be cooled. In addition to these parts,
cooling of parts is a necessary process to obtain efficient power, especially in engines
used in military vehicles.
Gas turbine engines, which are used to obtain thrust in some power plants and aircraft,
are currently being studied to obtain high power at high efficiency. Gas turbine engines
operate on a brayton power cycle. According to brayton power cycle, in the system,
the air in the system is pressurized with the help of the compressor and sent to the
combustion chamber and the combustion process is performed. The hot combustion
gases formed as a result of combustion are sent to the turbine and the conversion of
chemical energy into mechanical energy is realized.
In order to increase efficiency in gas turbine engines, the compression ratio in the
compressor can be increased. However, in this case, the temperature of the air entering
the combustion chamber increases. Due to the energy given during combustion, the
temperatures of the end-of-combustion gases coming out of the combustion chamber
also increase. The combustion end gases, whose temperature increases, rise to levels
that will disrupt the material structure of the parts in the turbine area. For this reason,
studies are carried out on materials resistant to high temperatures. However, the
material threshold temperatures that can be increased up to a certain level are not
sufficient. In order to increase the efficiency, the materials must be protected from
these gas temperatures. Accordingly, cooling process is applied to the materials in
order to maintain the material threshold temperatures.
This cooling process is carried out by the jet impingement cooling method. As seen in
the literature study, the jet performance and the distance between the jet and the target
surface have an effect on the cooling performance. For this reason, in this study,
evaluations were made with the diameter of the jet, the distance between the centers
of the jet holes and the velocity of the fluid in order to increase the jet performance. In
this study, the effects of the distance between the jet and the target surface on the jet
flow were evaluated and different jet layouts were examined.
xxiv
The jet impingement cooling technique, which is widely used in turbine blades, has
been examined experimentally and numerically. A validated computational fluid
dynamics (CFD) model was created to investigate the jet configurations numerically.
In order to carry out these validation studies, an experiment was conducted. Values to
be used in validation studies were obtained by conducting experiments by creating an
experimental setup found in the literature. In the experimental setup, there is a thin
wall whose temperature is increased by using a concave strip resistor. The hot wall is
cooled by the effect of air blown onto this hot surface through a casing consisting of
seven single-row jets. In order to be able to measure the wall temperatures during the
experiment, the wall temperatures were followed for a certain operating range using
liquid crystal. The image of the liquid crystal was taken at the end of the experiment
to be used in validation studies.
The solution methods for the CFD model to be used in the validation studies and the
dimensionless expressions to be used during the evaluation were investigated. It was
determined that the flow type is turbulent by calculating the Reynolds number (Re) in
the jet region according to the air flow and velocity values supplied to the system
during the experiment. The k-ω STT turbulence model was chosen as the necessary
turbulence model for the solution of the momentum equations. According to literature
researches, it has been seen that it is a model created by blending k-ω and k-ε
turbulence models. The k-ω STT turbulence model was created over these two models
due to the compatibility of the k-ω model with the experimental results in solving the
flow problems in the wall-bottom region and the good results of the k-ε model in the
solution of the flow problems in the flow region. In the literature, the use of this
turbulence model has been evaluated for the verification and subsequent studies due
to the high amount of agreement seen with the test results in jet flow problems made
with the k-ω STT turbulence model.
A mesh structure was created for CFD analysis determined by creating a flow volume
with the geometry of the experimental setup. For this mesh structure, a study of
independence from the number of elements has been carried out and a suitable solution
mesh structure has been obtained. The values measured during the experiment and the
boundary conditions determined by calculation were introduced to the model and
validation work was carried out. Liquid crystal photographs taken during the
experiment were used for the validation study. With the CFD model created, the
validation studies were completed with an error margin of approximately 7% and the
analysis model was obtained.
Jet impingement cooling performance was investigated for different parameters with
the CFD model created. The ratio of the distance (X) between the centers of the jet
holes to the diameter of the jet holes (D) is evaluated for the ratio (X/D) of the distance
between a fixed jet and the target surface (Y) to the diameter (D) of the jet hole (Y/D),
and the distance between the jets is calculated. The effect on cooling was evaluated.
Then, for a fixed X/D, the different Y/D effect was examined and the cooling
performance of the change in Re number for the X/D and Y/D ratios, where the best
cooling performance was provided, was examined.
For these evaluations, wall temperatures, velocity values in the jet region, velocity
vectors and heat transfer coefficient on the wall were examined. The effects of wall
temperatures and velocity values at the bottom of the wall on the heat transfer
coefficient were evaluated. By examining the effects on Nu number, which is a 
xxv
dimensionless expression used in heat transfer problems, the X/D and Y/D ratios that
provide the best cooling performance and Re numbers are determined.
According to the evaluations and examinations made within the scope of the analyzes,
it has been seen that the cooling performance increases as the X/D ratio decreases, and
such a generalization cannot be made for the Y/D ratio. It has been found by the
analysis studies that the reference value for the Y/D ratio provides the best cooling
performance. For the X/D and Y/D ratios, where the best cooling performance is seen,
analyzes were made at three different Re values and the effects of the Re number on
the cooling performance were examined. As a result of the evaluations, a value of 2
for both X/D and Y/D ratios provided the highest cooling performance. While these
studies were carried out for 20500 Re number, the analyzes were repeated by
increasing the Re number by 2 for both ratios. As a result of repeated analyzes of 24500
and 28500 Re numbers, it was determined that the jet impingement cooling
performance increased with the increase in the Re number. Under the most favorable
conditions, the heat transfer coefficient, Nu number, increases with the increase in the
fluid velocities at the bottom of the wall. Therefore, the heat transfer performance
increases.