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Aerothermal Impact of Low Emission Combustion on the Turbine Blade Tip

Wilhelm, Manuel (2020)
Aerothermal Impact of Low Emission Combustion on the Turbine Blade Tip.
doi: 10.25534/tuprints-00011911
Buch, Zweitveröffentlichung

Es ist eine neuere Version dieses Eintrags verfügbar.

URL / URN: https://tuprints.ulb.tu-darmstadt.de/11911

Kurzbeschreibung (Abstract)

A key technology to meet future gas turbine emission requirements has been identified in the concept of low emission, lean-burn combustion. In comparison to conventional combustion technology, lean-burn alters the flow and temperature field at the inlet of the high pressure turbine, with consequences for turbine aerodynamics and thermodynamics. A region of particular interest is the tip of the turbine rotor blade, as it is critical in terms of efficiency, while at the same time being subjected to high heat loads that limit component lifetime.

Within this work, the aerothermal impact of lean-burn inlet conditions on the rotor tip region is experimentally investigated. Experiments are conducted at the Large Scale Turbine Rig, which contains a 1.5-stage, up-scaled, full annular model turbine operating at low speed, near-atmospheric conditions. At the turbine inlet, a non-reactive combustor simulator creates a lean-burn representative flow field. The rotor tip geometry includes a recessed squealer-type cavity for leakage reduction and a pressure side row of cylindrical film cooling holes.

A variety of different experimental techniques is applied, including steady pressure and temperature measurements, five-hole probes, hot-wire anemometry in conjunction with split-fiber probes, time-resolved rotor casing pressure measurements, and pressure sensitive paint. The experimental results are complemented by steady numerical simulations. By combining these different methods, the flow field in the turbine in general and the aerodynamic and cooling phenomena in the tip region in particular are analyzed. Results are presented for both a clean annulus, axial inflow baseline case, but also for two swirler-to-stator clocking positions, as well as for different rotor tip coolant injection ratios.

It is found that lean-burn inlet conditions cause a mass flow redistribution towards the hub and casing endwalls, an increase in turbulence, and an incidence at the rotor tip. This affects the blade loading and leakage, which in turn impacts the formation of secondary flows. The turbine efficiency is found to decline, losses increase, especially so in the turbine rotor, and cooling coverage is deteriorated at the tip trailing edge. Robustness of the rotor tip towards lean-burn turbine inlet conditions can be improved in the future by decoupling tip leakage from tip loading via an appropriate aerothermal design.

Typ des Eintrags:

Buch

Erschienen:

2020

Autor(en):

Wilhelm, Manuel

Art des Eintrags:

Zweitveröffentlichung

Titel:

Aerothermal Impact of Low Emission Combustion on the Turbine Blade Tip

Sprache:

Englisch

Referenten:

Schiffer, Prof. Dr. Heinz-Peter ; Bauer, Prof. Dr. Hans-Jörg

Publikationsjahr:

Juli 2020

Ort:

Darmstadt

Publikationsdatum der Erstveröffentlichung:

2020

Verlag:

Shaker

Reihe:

Forschungsberichte aus dem Institut für Gasturbinen, Luft- und Raumfahrtantriebe

Band einer Reihe:

Datum der mündlichen Prüfung:

29 April 2020

DOI:

10.25534/tuprints-00011911

URL / URN:

https://tuprints.ulb.tu-darmstadt.de/11911

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Kurzbeschreibung (Abstract):

Alternatives oder übersetztes Abstract:

Alternatives Abstract

Sprache

Emissionsarme Magerverbrennung stellt eine Schlüsseltechnologie zur Erfüllung künftiger Gasturbinen Schadstoffgrenzwerte dar. Im Vergleich zu konventionellen Brennkammern ändert sich das Strömungs- und Temperaturfeld am Einlass der Hochdruckturbine, was Konsequenzen für die Turbinenaero- und Thermodynamik mit sich bringt. Ein Bereich von besonderem Interesse ist die Turbinenschaufelspitze. Diese ist kritisch hinsichtlich des Wirkungsgrads und gleichzeitig hohen Wärmebelastungen ausgesetzt, was die Lebensdauer begrenzt.

Diese Arbeit befasst sich mit dem aerothermalen Einfluss der Magerverbrennung auf die Rotorspitze. Dazu werden Experimente am Large Scale Turbine Rig durchgeführt. Der Prüfstand beinhaltet eine 1,5-stufige, hochskalierte, ringförmige Modellturbine, die bei niedriger Geschwindigkeit und nahezu atmosphärischen Bedingungen betrieben wird. Am Turbineneintritt sorgt ein nicht-reaktiver Brennkammersimulator für ein repräsentatives Strömungsfeld. Die Rotorspitzengeometrie umfasst eine Squealer-Kavität zur Leckagereduzierung und eine Reihe von Filmkühlbohrungen an der Druckseite.

Verschiedene experimentelle Methoden werden angewendet, einschließlich zeitgemittelter Druck- und Temperaturmessungen, Fünf-Loch-Sonden, Hitzdraht-Anemometrie in Verbindung mit Split-Fiber-Sonden, zeitaufgelösten Rotorgehäusedruckmessungen und druckempfindlicher Farbe. Die experimentellen Ergebnisse werden durch stationäre numerische Simulationen ergänzt. Mithilfe dieser Methoden werden das Strömungsfeld in der Turbine im Allgemeinen und aerodynamische und Kühlungs-Phänomene an der Spitze im Speziellen analysiert. Es werden Ergebnisse für einen Basisfall mit axialer Zuströmung, für zwei verschiedene Relativpositionen zwischen Drallerzeuger und Stator, sowie für unterschiedliche Rotorkühlmassenströme vorgestellt.

Magerverbrennung verursacht eine Massenstromumverteilung in Richtung der Naben- und Gehäusewände, eine Zunahme der Turbulenz und eine Inzidenz an der Rotorspitze. Dies wirkt sich auf die Profilbelastung und Leckage aus, was wiederum Einfluss auf die Entstehung der Sekundärströmungen hat. Der Turbinenwirkungsgrad nimmt ab, die Verluste, insbesondere im Turbinenrotor, nehmen zu und die Kühlwirkung an der Hinterkante der Schaufelspitze verschlechtert sich. Die Robustheit der Rotorspitze gegenüber Magerverbrennung kann zukünftig verbessert werden, wenn durch geeignete aerodynamische Auslegung die Leckage von der Profilbelastung entkoppelt wird.

Deutsch

URN:

urn:nbn:de:tuda-tuprints-119111

Sachgruppe der Dewey Dezimalklassifikatin (DDC):

600 Technik, Medizin, angewandte Wissenschaften > 620 Ingenieurwissenschaften und Maschinenbau

Fachbereich(e)/-gebiet(e):

16 Fachbereich Maschinenbau
16 Fachbereich Maschinenbau > Fachgebiet für Gasturbinen, Luft- und Raumfahrtantriebe (GLR)
16 Fachbereich Maschinenbau > Fachgebiet für Gasturbinen, Luft- und Raumfahrtantriebe (GLR) > Kühlung
16 Fachbereich Maschinenbau > Fachgebiet für Gasturbinen, Luft- und Raumfahrtantriebe (GLR) > Messtechnik
16 Fachbereich Maschinenbau > Fachgebiet für Gasturbinen, Luft- und Raumfahrtantriebe (GLR) > Turbine
16 Fachbereich Maschinenbau > Rolls-Royce University Technology Center Combustor Turbine Interaction (UTC)

Hinterlegungsdatum:

24 Aug 2020 14:15

Letzte Änderung:

15 Nov 2023 08:27

PPN: