Hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemi ile türbin kanadının soğutulmasının incelenmesi

Türbin kanatları, çalışma koşulları gereği son derece yüksek sıcaklıklara maruz kaldıklarından, yapısal bütünlüklerini korumaları ve performanslarını sürdürebilmeleri için etkin bir şekilde soğutulmaları gerekmektedir. Ancak, uygulanan soğutma yöntemleri genellikle ilave basınç kayıplarına neden olmakta ve bu durum çevrim verimini olumsuz yönde etkileyebilmektedir. Bu nedenle, türbin kanatlarının soğutulmasına yönelik tasarım süreçlerinde ısı transferi performansı ve basınç kayıpları birlikte değerlendirilmektedir. Bu çalışmada, NASA C3X türbin kanadı üzerinde üç farklı soğutma tekniği incelenmiştir: jet çarpması ile soğutma, nervür türbülatörler ile soğutma ve iğne-kanat türbülatörler ile soğutma. Yapılan kapsamlı literatür taramasına göre, söz konusu üç soğutma yönteminin aynı türbin kanadı üzerinde entegre şekilde uygulandığı bu çalışma, literatürde ilk olma özelliği taşımaktadır. Çalışmada akış ve ısı transferi analizleri, Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yöntemi kullanılarak ANSYS Fluent© yazılımı ile gerçekleştirilmiştir. Kullanılan sayısal yöntem ve türbülans modeli, literatürde yer alan bir çalışmaya ait deneysel ve sayısal sonuçlarla karşılaştırılarak doğrulanmıştır. Ayrıca, en uygun soğutma tasarımının belirlenmesi amacıyla ANSYS içerisinde yer alan optimizasyon araçları kullanılarak kapsamlı bir optimizasyon çalışması yürütülmüştür. Farklı optimizasyon yöntemlerinin karşılaştırılması sonucunda, Yanıt Yüzeyi Optimizasyonu (RSO) yöntemi en uygun yöntem olarak seçilmiştir. Elde edilen sonuçlar, yalnızca soğutma kanalı kullanılan kanat modeli ve soğutma kanalına nervür türbülatör yerleştirilmiş kanat modeli sonuçlarıyla karşılaştırılmıştır. Buna göre: Boş kanal (yalnızca soğutma kanalı) modelinde, kanat yüzey sıcaklığında %8.9 azalma olurken, soğutucu akışta %0.25 basınç kaybı ortaya çıkmıştır. Nervür türbülatörlü modelde, sıcaklık düşüşü %11.2, basınç kaybı ise %2.5 olarak belirlenmiştir. Optimum kanat yüzeyinde %16.8 ile en yüksek sıcaklık düşüşü elde edilirken, bu kanatta jet çarpması ile soğutma %12.8, nervür türbülatör ile soğutma %4.5 ve iğne-kanat türbülatör ile soğutma %3 oranında basınç kaybına neden olmuştur. Bu çalışma, türbin kanatlarında çoklu soğutma yöntemlerinin entegre uygulanmasının ısı transferi performansına etkilerini ve beraberinde getirdiği basınç kayıplarını kapsamlı şekilde ortaya koyması bakımından literatüre önemli katkılar sunmaktadır.

Turbine blades are exposed to extremely high temperatures due to operating conditions, and therefore must be effectively cooled to maintain their structural integrity and sustain their performance. However, the cooling methods applied often result in additional pressure losses, which can adversely affect cycle efficiency. For this reason, both heat transfer performance and pressure losses are evaluated together during the design processes of turbine blade cooling systems. In this study, three different cooling techniques were investigated on a NASA C3X turbine blade: jet impingement cooling, rib turbulator cooling, and pin-fin turbulator cooling. According to extensive literature review, the integrated application of these three cooling methods on the same turbine blade represents a novel approach in the literature. Flow and heat transfer analyses were performed using the Computational Fluid Dynamics (CFD) method with ANSYS Fluent© software. The numerical method and turbulence model employed were validated by comparing them with the experimental and numerical results reported in a study from the literature. Furthermore, a comprehensive optimization study was conducted using the optimization tools available in ANSYS to determine the most suitable cooling design. As a result of comparing different optimization methods, the Response Surface Optimization (RSO) method was selected as the most appropriate approach. The results obtained were compared with those of two other turbine blade models: one cooled only by an internal cooling channel, and another incorporating rib turbulators within the cooling channel. Accordingly, in the plain cooling channel model, a 8.9% reduction in blade surface temperature was achieved and a 0.25% pressure drop in the coolant flow was observed. In the rib turbulator model, a temperature reduction of 11.2% and a pressure drop of 2.5% were determined. The optimum blade design achieved the highest temperature reduction of 16.8%. In this model, the individual pressure drops were measured as 12.8% for jet impingement cooling, 4.5% for rib turbulator cooling, and 3% for pin-fin turbulator cooling. This study makes a significant contribution to the literature by comprehensively presenting the effects of applying multiple cooling techniques in an integrated manner on turbine blade heat transfer performance and the associated pressure losses.