Untersuchung des Wärmeübergangs in einem Strömungskanal einer Gasturbinenschaufel

Abstract

Die Kühlung der ersten Stufen von Hochdruckturbinen stellt die anspruchsvollsten Teilgebiete bei der Kühlung von Gasturbinen dar. Die Anforderung nach hohen Turbineneintrittstemperaturen setzt insbesondere die erste Stufe der Turbinenschaufeln enormen thermischen Belastungen aus. Eine Senkung der Oberflächentemperaturen der Schaufel von ca. 10K kann die Lebensdauer der Schaufeln nahezu verdoppeln. Im Rahmen dieser Arbeit wurde der konvektive Wärmeübergang einer internen Strömung experimentell untersucht. Aufgabe war es durch die richtige Wahl von Rippenkonfigurationen im Strömungskanal Sekundärströmungen und Verwirbelungen zu erzeugen, mit der Ziel, eine Geometrieoptimierung derart durchzuführen, dass Wärmeübergang und Druckverlust in einem ausgewogenen Verhältnis zueinander stehen. Zur Auswertung des Wärmeübergangs wurde eine transiente Messmethode mit thermochromatischen Flüssigkristallen TLC benutzt. Die Versuche wurden bei Reynolds-Zahlen von 30000 bis 200000 durchgeführt. Bei den untersuchten Geometrien handelt es sich um verschiedene Rippenanordnungen, Anstellwinkel g [g={45°; 60°, 135°}], Rippenabstand P zu Rippenhöhe e [P/e = {10; 15; 20}], Rippenhöhe e zu Kanalhöhe H [e/H ={0,10; 0,15; 0,167}]. Unter Berücksichtigung der experimentellen Daten wurden Korrelationen für den Wärmeübergang und die Reibungsverhältnisse aufgestellt. Die erzielten Ergebnisse wurden mit Literaturangaben und numerischen Berechnungen verglichen. Mit den Ergebnissen aus der untersuchten Rippenvariationen kann numerische Modelle erstellt werden, mit denen ohne größeren Aufwand verschieden Konfigurationen und Variationen der Rippen untersucht werden können. Als Ergebnis konnten optimale Geometrien hinsichtlich des Wärmeübergangs und der Reibungsverhältnissen ermittelt werden und Korrelationsgleichungen aufgestellt werden. Die experimentellen Untersuchungen haben insgesamt die bedeutende Rolle der Rippen zur Intensivierung von Wärmeübergang im Vergleich zu der glatten Kanal gezeigt.

Modern gas turbines have to be cooled strongly because of the high inlet temperatures. To reduce the temperature of the blade material internal cooling channels were used. One of the most challenging aspects of gas turbine cooling is the cooling of the first stages turbine blades. The demand for highest possible inlet temperatures results in enormous thermal stress levels, especially on their leading edges. Since already a decrease of 10K in metal temperature could double their life, leading edge cooling is a great challenge. Therefore, film cooling became a well-established part of the cooling concept in the leading edge part of a blade, while the potential of internal cooling with novel 3D ribs has not been explored to this extent yet. In this respect the present study focuses on researching the internal cooling in rectangular and in a triangular channel with a rounded edge as a model of leading edge blade-cooling. The objective is to achieve maximum heat transfer, while preserving a low pressure loss. A transient liquid crystal method is used. The data is gathered by using a digital video system consisting of video cameras around the circumference. The distribution of the Nusselt number on the measurement area is calculated in various steps by using a digital image processing software. The pressure loss is determined at positions along the length of the channel in order to validate the results. Presently, several experiments with a number of rib configurations have been performed. They were done at Reynolds numbers from 30000 to 200000. The ribs vary in inclination g [g={45°; 60°; 135°}], pitch P and height e [P/e = {10; 15; 20}; ribs height to channel height e/H = {0,10;0,15; 0,167}]. Compared to a smooth channel, the heat transfer in the ribbed channel can be enhanced significantly. Especially the critical corner region with the smallest angle shows a very high increase of the Nusselt number. The experimental results show the strong benefit in using ribs in channel arrangements for gas turbine applications. The obtained experimental results demonstrate the superior flow structure of the 3D rib arrangements to state-of the art 2D ribs. With the 3D ribs it is even possible to enhance substantially the heat transfer coefficient at the inner side of the leading edge.