Mikro gaz türbin kanatlarında efüzyon soğutma için analizler yapılması ve indirgenmiş model geliştirilmesi
Development of reduced order model and simulations for effusion cooling of mikro gas turbine blades
Yazar: SÜLEYMAN FATİH KIRMIZIGÖL
Danışman: DOÇ. DR. SERCAN ACARER
İzmir Katip Çelebi Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2021
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Gaz türbin motorlarında türbin giriş sıcaklığını arttırmak motorun termal verimini arttırmanın en temel yoludur. Bu sebeple türbin soğutma teknolojisi geçmiş yıllarda büyük gelişmeler kaydetmiştir. Karmaşık iç kanal geometrileri ve yüzeyi kaplayan koruyucu hava tabakası (film) sayesinde ana gaz sıcaklıkları, malzemenin dayanımının üzerine çıkabilmektedir. Günümüzdeki film soğutma teknolojisinde kanat yüzeyinde kabaca 1mm çap mertebelerinde delikler bulunmaktadır. Bu ise değişken kalınlıkta ve etkinlikte bir film yüzeyi oluşturmaktadır. Bu sebeple termal gerilmeler önemli seviyededir. Bu teknoloji, özellikle tipik olarak 2-3 cm uzunluğa sahip mikro gaz türbin kanatlarında uygulanamamaktadır. Efüzyon soğutma tekniği ise benzer olmakla birlikte çok daha küçük çapta (~0.1mm) ve çok sayıda delik kullanılmaktadır. Reynolds sayılarındaki farktan dolayı film soğutma teknolojisine ait korelasyonlar efüzyon soğutmada doğrudan uygulanamamaktadır. Bu çalışmanın ana hedefi, efüzyon soğutma sisteminde iç akış kanalı boyunca ve delik çıkışlarında oluşan akış özelliklerini, metal sıcaklık dağılımını, ısı transferi katsayısını ve soğutma verimini tahmin edebilen bir boyutlu indirgenmiş model (İM) oluşturulmasıdır. İndirgenmiş model, 0,1 mm efüzyon delik çapında ve P/D=5-10-20 (P: Delikler arası mesafe, D: Delik çapı) referans tasarımları için geliştirilmiştir. Çalışmanın bir başka ana ayağı ise ANSYS Fluent yazılımı kullanılarak gerçekleştirilen 3 boyutlu Eşlenik Isı Transferi (Conjugate Heat Transfer) Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) sayısal çalışmaları ile İM'yi doğrulamaktır. HAD sayısal çalışmalarında kullanılan Reynolds ortalanmış Navier Stokes (RANS) türbülans modeli, (film soğutma olmadan sadece iç kanallı soğutmaya sahip olan) C3X türbin kanadı için yayınlanmış statik basınç, ısı transferi katsayısı ve duvar sıcaklığı değerlerini gösteren deney verisi – 158 ile karşılaştırılarak doğrulanmıştır. Doğrulama çalışmasında Reynolds Gerilme Modelleri (RSM) ve Menter-Lechner (k-ε Realizable) modeli deney verilerine en yakın tahmin edebilen model olarak tespit edilmiştir. Ele alınan problemde türbülansın izotropik olmaması ve akışın karmaşıklığı sebebiyle deneylerle benzer sonuç veren RSM ilk tercih olarak seçilmiştir. Ancak yakınsama problemleri sebebiyle bu modeller, özellikle iç akış kanalları ve soğutma delikleri eklenmiş durumda, pratik bulunmamıştır. Buna alternatif olan daha basit türbülans viskozitesi (Boussinesq) yaklaşımı tabanlı RANS türbülans modelleri ise kanat üzeri basınç alanını tahmin etmede başarılı olsa da, ısı transferindeki ana karakteristikleri yakalamada büyük ölçüde başarısız kalmışlardır. Sadece Menter-Lechner (k-ε Realizable) modeli, RSM ile benzer sonuçlar vermiştir. Yakınsamanın kolaylığı ve çözüm hızı sebebiyle bu model seçilmiştir. Sonuç olarak, MATLAB 2019b versiyonu kullanılarak geliştirilen İM, HAD açısından en avantajlı durumda dahi (eşit delik aralıkları sayesinde simetri sınır şartı) HAD çözümlerine göre  4320 kat daha hızlı sonucu benzer doğrulukta verebilmektedir. Gelişmiş efüzyon soğutma teknolojisi ve bunu modellemeye yönelik geliştirilen yöntemler, temsili bir mikro gaz türbini kanadı üzerinde gösterilse bile, sonuçlar daha büyük türbinler için de geçerlidir.

Abstract:
Rising the turbine inlet temperature in gas turbine engines is the principal way to increase the thermal efficiency of the engine. Accordingly, turbine cooling technology has made great progress in the past years. Thanks to the complex inner channel geometries and the protective air layer (film) covering the surface, the main gas temperatures can exceed the strength of the material. In state-of-the-art film cooling technology, there are holes in the turbine surface of roughly 1mm order in diameter. This creates a film surface of variable thickness and effectiveness. For this reason, thermal stresses are at a significant level. This technology is not particularly applicable to micro gas turbine blades typically 2-3 cm long. Effusion cooling technique is similar but much smaller diameter (~0.1mm) and much greater number of holes are used. Due to the difference in Reynolds numbers, the developed correlations for film cooling technology cannot be applied directly to effusion cooling. The main goal of this study is to create a one-dimensional reduced model (ROM) that can predict the flow properties, metal temperature distribution, heat transfer coefficient and cooling efficiency along the inner flow channel and hole outlets in the effusion cooling system. The reduced model was developed for reference designs with an effusion hole diameter of 0.1 mm and P/D=5-10-20 (P: Distance between the holes, D: Hole diameter). Another main pillar of the study is to verify the ROM with 3D Conjugate Heat Transfer Computational Fluid Dynamics (CFD) numerical studies done by ANSYS Fluent software. The Reynolds averaged Navier Stokes (RANS) turbulence model used in the CFD numerical studies has been validated by comparing it with the C3X experimental data – 158, which reports static pressure, heat transfer coefficient and wall temperature values for the C3X turbine blade (having only inner channel cooling without film cooling). In the validation study, Reynolds Stress Models (RSM) and Menter-Lechner (k-ε Realizable) model were determined as the model that could predict the experiment data most closely. RSM was chosen as the first choice due to the turbulence not being isotropic and the complexity of the flow. However, due to convergence problems, these models were found impractical, especially with the addition of internal flow channels and cooling holes. The alternative, simpler turbulent viscosity (Boussinesq) based RANS turbulence models, although successful in estimating the pressure field on the blade, largely failed to capture the main characteristics of heat transfer. Only the Menter-Lechner (k-ε Realizable) model gave similar results with the RSM. This model was chosen because of the ease of convergence and speed of solution. As a result, the ROM, developed using MATLAB 2019b version, computes around 4320 times faster than CFD solutions, even in the most advantageous case for the CFD (symmetry boundary condition due to equal hole spacing). Even if the advanced effusion cooling technology and the developed methods to model it are demonstrated on a representative micro gas turbine blade, the results are valid for larger turbines as well.