Position optimization of film cooling holes on a squealer turbine blade tip - Yıldız, Faruk (My University, 2019)
ÖZETSQUEALER TİP TÜRBİN KANAT UCUNDA FİLM SOĞUTMA DELİKLERİNİN POZİSYON OPTİMİZASYONUGaz türbinli motorlarda verimlilik ısının artmasıyla artar ve bu durum bilim insanlarını daha yüksek sıcaklıklarda çalışabilen gaz türbinli motorlar tasarlamaya yöneltmiştir. Bu sebeple yüksek termal yükler altında çalışan türbin kanatlarının soğutması daha önemli hale gelmiştir. Türbin kanadının kritik bölgelerinden biri olan kanat ucunda, film soğutma ile ilgili oldukça fazla çalışma vardır. Bilimsel çalışmalar film soğutma deliklerinin pozisyonlarının ısı transferini düşürmek için önemli olduğunu göstermiştir fakat bu çalışmalar belirli pozisyonlara odaklanmıştır.Bu çalışmada, film soğutma deliklerinin pozisyon optimizasyonu iki amaç göz önünde bulundurularak yapılmıştır. Bunlar kanadın uç yüzeyindeki ısı transferi ve kanadın aerodinamik performansıdır. Geleneksel squealer uca sahip bir kanat kullanılmış ve onun cascade modeli nümerik olarak OpenFOAM ile analiz edilmiştir. Bu çalışmada kanadın eksenel akort uzunluğu boyunca eşit aralıklarla olmak üzere 5 adet film soğutma deliği kullanılmıştır. Bu deliklerin 4 tanesine ait pozisyonların y-eksenine ait değerleri optimizasyonun giriş parametreleri olarak kullanılmıştır, takip kenarına yakın olan 5. delik belirli bir noktaya sabitlenmiştir. OpenFOAM içerisinde bulunan bazı araçlar kullanılarak her bir pozisyon değişikliğinde tekrar mesh üretmek yerine, bütün çalışmalar aynı mesh ile yapılmıştır. Film soğutma için üfleme oranı 1 olarak alınmıştır. Nümerik analizler için Reynolds Averaged Navier Stokes (RANS) denklemlerinin 3 boyutlu, sabit ve sıkıştırılamaz formu ve Shear Stress Transport (SST) k-ω türbülans modeli kullanılmıştır. Optimizasyon prosesinde analiz sayısını azaltabilmek için Artificial Neural Network (ANN) ve evrimsel optimizasyon algoritması olarak ise Non-Dominated Sorting Genetic Algorithm NSGA-II kullanılmıştır.Total basınç kayıp katsayısı ve kanat uç yüzeyindeki ısı transferi film soğutma ile azaltılmıştır. Film soğutmanın özellikle kavite yüzeyindeki ısı transferine etkisi diğer bölgelere oranla daha fazla olmuştur. Kanat uç yüzeyinde ki ısı transferi optimizasyon ile daha da azaltılmıştır fakat kanadın aerodinamik kaybı film soğutma ile azaltılmış olmasına rağmen optimizasyondan pek etkilenmemiştir. Diğer yandan film soğutma, akış yönü dolayısıyla kanadın ön ucunu etkili biçimde koruyamamaktadır ve yüksek ısı akısına sahip bir bölge kalmaktadır buna karşın neredeyse yüksek ısı akısına sahip diğer bütün bölgelerde film soğutma ile ısı akısı düşürülmüştür ve en kötü duruma kıyasla kavite yüzeyindeki ısı transferinde %9,8 azalma sağlamıştır.

ABSTRACTPOSITION OPTIMIZATION OF FILM COOLING HOLES ON SQUEALER TURBINE BLADE TIPEfficiency of gas turbine engines increases with increasing temperature and this situation directs scientists to design gas turbine engines that can works under higher temperatures. Therefore, cooling of turbine blades that works under high thermal loads becomes more important. There are many scientific studies that try to reduce heat transfer on tip surface, which is one of the critical areas on turbine blades, by using film cooling. Scientific studies show that positions of film cooling holes are important for reducing heat transfer on surface however they deal with specific positions.In this study, position optimization of film cooling holes is studied with 2 objectives which are heat transfer on tip surface and aerodynamic performance of blade. A blade with conventional squealer tip is used and its cascade model is numerically analyzed by using OpenFOAM. 5 film cooling holes are used, and they are equally spaced on axial chord length of the blade. Positions of 4 film cooling holes in y-axis of computational domain are used as input parameters for optimization and fifth hole which is closed to trailing edge is fixed on a position. By using the utilities in OpenFOAM, positions of film cooling holes are changed without changing generated mesh for all numerical analyzes. Blowing ratio is selected as 1 for film cooling. Three-dimensional, steady, incompressible form of Reynolds Averaged Navier Stokes (RANS) equations are used for numerical analyzes and Shear Stress Transport (SST) k-ω is used as turbulence model. For optimization process, Artificial Neural Network (ANN) is used to reduce number of analyzes and Non-Dominated Sorting Genetic Algorithm NSGA-II is selected as an evolutionary optimization algorithm.Total pressure loss coefficient and heat transfer on tip surface of the blade is reduced with using film cooling. Especially the effect of film cooling on cavity surface is higher than other regions. Heat transfer on tip surface is further reduced with position optimization of film cooling holes however the aerodynamic loss of the blade is reduced by film cooling but is not affected by optimization. On the other hand, film cooling does not effectively protect the leading edge of tip surface because of flow direction and a region with high wall heat flux remains. However, wall heat flux is reduced almost all other regions that has high wall heat flux values with film cooling and 9.8% reduction in heat transfer on cavity surface with respect to worst case is obtained with position optimization.
Keywords: Bilim; film cooling; film soğutma; gas turbine balde; gaz türbin kanadı Squealer blade tip; Makine mühendisliği; Mechanical engineering; Science; Squealer kanat ucu; Technology; Teknoloji