Change search
CiteExportLink to record
Permanent link

Direct link
Cite
Citation style
  • apa
  • harvard1
  • ieee
  • modern-language-association-8th-edition
  • vancouver
  • Other style
More styles
Language
  • de-DE
  • en-GB
  • en-US
  • fi-FI
  • nn-NO
  • nn-NB
  • sv-SE
  • Other locale
More languages
Output format
  • html
  • text
  • asciidoc
  • rtf
Measurements of Hub Flow Interaction on Film Cooled Nozzle Guide Vane in Transonic Annular Cascade
(The American University in Cairo, Egypt)
KTH, School of Industrial Engineering and Management (ITM), Energy Technology, Heat and Power Technology.ORCID iD: 0000-0001-5162-2289
KTH, School of Industrial Engineering and Management (ITM), Energy Technology, Heat and Power Technology.ORCID iD: 0000-0002-1033-9601
KTH, School of Industrial Engineering and Management (ITM), Energy Technology, Heat and Power Technology.
2012 (English)In: Proceedings of the ASME Turbo Expo, ASME Press, 2012Conference paper, Published paper (Refereed)
Abstract [en]

An experimental study has been performed in a transonic annular sector cascade of nozzle guide vanes to investigate the aerodynamic performance and the interaction between hub film cooling and mainstream flow. The focus of the study is on the endwalls, specifically the interaction between the hub film cooling and the mainstream. Carbon dioxide (CO2) has been supplied to the coolant holes to serve as tracer gas. Measurements of CO2 concentration downstream of the vane trailing edge can be used to visualize the mixing of the coolant flow with the mainstream.

Flow field measurements are performed in the downstream plane with a 5-hole probe to characterize the aerodynamics in the vane. Results are presented for the fully cooled and partially cooled vane (only hub cooling) configurations. Data presented at the downstream plane include concentration contour, axial vorticity, velocity vectors, and yaw and pitch angles. From these investigations, secondary flow structures such as the horseshoe vortex, passage vortex, can be identified and show the cooling flow significantly impacts the secondary flow and downstream flow field. The results suggest that there is a region on the pressure side of the vane trailing edge where the coolant concentrations are very low suggesting that the cooling air introduced at the platform upstream of the leading edge does not reach the pressure side endwall, potentially creating a local hotspot.

Place, publisher, year, edition, pages
ASME Press, 2012.
National Category
Energy Engineering
Identifiers
URN: urn:nbn:se:kth:diva-92186DOI: 10.1115/GT2012-68088Scopus ID: 2-s2.0-84881132398ISBN: 978-079184474-8 (print)OAI: oai:DiVA.org:kth-92186DiVA: diva2:512595
Conference
ASME Turbo Expo 2012 - Turbine Technical Conference and Exposition, Copenhagen, June 11-15, 2012
Note

QC 20150706

Available from: 2012-03-28 Created: 2012-03-28 Last updated: 2015-07-06Bibliographically approved
In thesis
1. Aerodynamic Investigations of a High Pressure Turbine Vane with Leading Edge Contouring at Endwall in a Transonic Annular Sector Cascade
Open this publication in new window or tab >>Aerodynamic Investigations of a High Pressure Turbine Vane with Leading Edge Contouring at Endwall in a Transonic Annular Sector Cascade
2012 (English)Licentiate thesis, comprehensive summary (Other academic)
Abstract [en]

Efficiency improvement is an important aspect to reduce the use of fossil-based fuel in order to achieve a sustainable future. Gas turbines are mainly fossil-fuel based turbomachines, and, therefore, efficiency improvement is still the subject of many on-going research activities in the gas turbine community. This study is incorporated into a research project that investigates design possibilities of efficiency improvement at the high pressure turbine (HPT) stage.

In the search for HPT-stage efficiency gains, leading edge (LE) contouring near the endwall is one of the methods found in the published literature that has shown a potential to increase the efficiency by decreasing the amount of secondary losses. The overall objective of the thesis is to contribute to the development of gas turbine efficiency improvements in relation to the HPT stage. Particularly, the influence of the LE fillet on losses and flow structure is investigated concentrating on the secondary flow. The core investigation is of an experimental nature. Detailed investigations of the flow field in an annular sector cascade (ASC) are presented with and without the LE fillet, using a geometric replica of a modern gas turbine nozzle guide vane (NGV) with a contoured tip endwall. Furthermore, a separate investigation is performed on a hub-cooled NGV, which focuses on endwalls, specifically the interaction between the hub film cooling and the mainstream (MS).

The experimental investigations indicate that the LE fillet has no significant effect on the flow and energy losses of the investigated NGV. The reason why the LE fillet does not affect the losses might be due to the use of a three-dimensional vane with an existing typical fillet over the full hub and tip profile. Findings also reveal that the complex secondary flow depends heavily on the incoming boundary layer. Oil flow visualisation for the baseline case displays a clear saddle point, with a separation line where the horseshoe (HS) vortex separates into the suction side (SS) and the pressure side (PS), whereas for the filleted case, the saddle point is not noticeable. The investigation of a cooled vane, using a tracer gas carbon dioxide (CO2), reveals that the upstream platform film coolant is concentrated along the SS surfaces and does not reach the PS of the hub surface, leaving it less protected from the hot gas.

Abstract [sv]

För att åstadkomma en uthållig kraftproduktion i framtiden och en minskning i användandet av fossila bränslen är effektivitetsförbättringar av central betydelse. Gasturbiner är i grund och botten fossilbaserade turbomaskiner och därför bedrivs forsknings- och utvecklingsarbete kring verkningsgradsförbättringar. Den här studien ingår i ett forskningsprojekt som undersöker designmodifieringar med målet att höja verkningsgraden för ett högtrycksturbinsteg.

Förändringar av bladets eller ledskenans framkantsgeometri nära ändväggarna har i den öppna litteraturen funnits vara en lovande metod för att minska ändväggsförlusterna. Det övergripande målet med denna studie är att bidra till utvecklingen av effektiva högtrycksturbinsteg för gasturbiner. Kärnan i undersökningen är experimentell. Särskilt påverkan från förändring av framkanten på förluster och flödesstruktur undersöks, med fokus på det sekundära flödet. Detaljerade strömningsundersökningar i ett bågformat statorgitter bestående av en geometrisk replika av en stator från en modern gasturbin presenteras, med och utan geometrisk förändring av framkanten. Vidare så genomförs en separat undersökning av en filmkyld ledskena utan framkantsförändring med fokus på interaktionen mellan filmkylningen vid inre ändväggen och huvudflödet.

De experimentella undersökningarna visar att den undersökta geometriska förändringen av framkanten inte är av signifikant betydelse för strömningsförlusterna med den studerade ledskenan. Anledningen till att designförändringen inte påverkar förlusterna kan bero på användandet av en tredimensionell ledskena med en existerande typisk kärlradie mellan ledskenan och ändväggarna. Observationerna visar också att den komplexa ändväggsströmningen är starkt beroende av det inkommande gränsskiktets egenskaper. Oljevisualisering för referensledskenan visar en tydlig stagnationspunkt på ändväggen där gränsskiktet delas upp likt en hästskoformation i virvlar på sug- respektive trycksidan av ledskenan. För den modifierade framkanten har ingen tydlig stagnationspunkt på ändväggen observerats. Spårgasundersökningar med den filmkylda ledskenan visar att filmkylningen på den inre plattformen är koncentrerad längs sugsidan och når inte trycksidan på plattformen som därmed är mindre skyddad mot den varma gasströmningen.

Place, publisher, year, edition, pages
Stockholm: KTH Royal Institute of Technology, 2012. xx, 93 p.
Series
Trita KRV Report, ISSN 1100-7990 ; 12/02
Keyword
high pressure turbine, secondary flow, leading edge contouring, endwall, experimental investigations, losses, flow field, hub cooling flow, högtrycksturbinen sekundärströmning, framkantsmodifiering, ändvägg, experimentell undersökning, förluster, strömningsfält, filmkylning av inre platform
National Category
Energy Engineering
Identifiers
urn:nbn:se:kth:diva-92204 (URN)978-91-7501-293-3 (ISBN)
Presentation
2012-04-13, M3, Brinellvägen 64, KTH, Stockholm, 10:00 (English)
Opponent
Supervisors
Note
QC 20120330Available from: 2012-03-30 Created: 2012-03-28 Last updated: 2012-04-17Bibliographically approved
2. Aerodynamic Investigation of Leading Edge Contouring and External Cooling on a Transonic Turbine Vane
Open this publication in new window or tab >>Aerodynamic Investigation of Leading Edge Contouring and External Cooling on a Transonic Turbine Vane
2014 (English)Doctoral thesis, comprehensive summary (Other academic)
Abstract [en]

Efficiency improvement in turbomachines is an important aspect in reducing the use of fossil-based fuel and thereby reducing carbon dioxide emissions in order to achieve a sustainable future. Gas turbines are mainly fossil-based turbomachines powering aviation and land-based power plants. In line with the present situation and the vision for the future, gas turbine engines will retain their central importance in coming decades. Though the world has made significant advancements in gas turbine technology development over past few decades, there are yet many design features remaining unexplored or worth further improvement. These features might have a great potential to increase efficiency. The high pressure turbine (HPT) stage is one of the most important elements of the engine where the increased efficiency has a significant influence on the overall efficiency as downstream losses are substantially affected by the prehistory. The overall objective of the thesis is to contribute to the development of gas turbine efficiency improvements in relation to the HPT stage.

 

Hence, this study has been incorporated into a research project that investigates leading edge contouring near endwall by fillet and external cooling on a nozzle guide vane with a common goal to contribute to the development of the HPT stage. In the search for HPT stage efficiency gains, leading edge contouring near the endwall is one of the methods found in the published literature that showed a potential to increase the efficiency by decreasing the amount of secondary losses. However, more attention is necessary regarding the realistic use of the leading edge fillet. On the other hand, external cooling has a significant influence on the HPT stage efficiency and more attention is needed regarding the aerodynamic implication of the external cooling. Therefore, the aerodynamic influence of a leading edge fillet and external cooling, here film cooling at profile and endwall as well as TE cooling, on losses and flow field have been investigated in the present work. The keystone of this research project has been an experimental investigation of a modern nozzle guide vane using a transonic annular sector cascade. Detailed investigations of the annular sector cascade have been presented using a geometric replica of a three dimensional gas turbine nozzle guide vane. Results from this investigation have led to a number of new important findings and also confirmed some conclusions established in previous investigations to enhance the understanding of complex turbine flows and associated losses.

 

The experimental investigations of the leading edge contouring by fillet indicate a unique outcome which is that the leading edge fillet has no significant effect on the flow and secondary losses of the investigated nozzle guide vane. The reason why the leading edge fillet does not affect the losses is due to the use of a three-dimensional vane with an existing typical fillet over the full hub and tip profile. Findings also reveal that the complex secondary flow depends heavily on the incoming boundary layer. The investigation of the external cooling indicates that a coolant discharge leads to an increase of profile losses compared to the uncooled case. Discharges on the profile suction side and through the trailing edge slot are most prone to the increase in profile losses. Results also reveal that individual film cooling rows have a weak mutual effect. A superposition principle of these influences is followed in the midspan region. An important finding is that the discharge through the trailing edge leads to an increase in the exit flow angle in line with an increase of losses and a mixture mass flow. Results also indicate that secondary losses can be reduced by the influence of the coolant discharge. In general, the exit flow angle increases considerably in the secondary flow zone compared to the midspan zone in all cases. Regarding the cooling influence, the distinct change in exit flow angle in the area of secondary flows is not noticeable at any cooling configuration compared to the uncooled case. This interesting zone requires an additional, accurate study. The investigation of a cooled vane, using a tracer gas carbon dioxide (CO2), reveals that the upstream platform film coolant is concentrated along the suction surfaces and does not reach the pressure side of the hub surface, leaving it less protected from the hot gas. This indicates a strong interaction of the secondary flow and cooling showing that the influence of the secondary flow cannot be easily influenced.

 

The overall outcome enhances the understanding of complex turbine flows, loss behaviour of cooled blade, secondary flow and interaction of cooling and secondary flow and provides recommendations to the turbine designers regarding the leading edge contouring and external cooling. Additionally, this study has provided to a number of new significant results and a vast amount of data, especially on profile and secondary losses and exit flow angles, which are believed to be helpful for the gas turbine community and for the validation of analytical and numerical calculations.

Abstract [sv]

Ökad verkningsgrad i turbomaskiner är en viktig del i strävan att minska användningen av fossila bränslen och därmed minska växthuseffekten för att uppnå en hållbar framtid. Gasturbinen är huvudsakligen fossilbränslebaserad, och driver luftfart samt landbaserad kraftproduktion. Enligt rådande läge och framtidsutsikter bibehåller gasturbinen denna centrala roll under kommande decennier. Trots betydande framsteg inom gasturbinteknik under de senaste årtionden finns fortfarande många designaspekter kvar att utforska och vidareutveckla. Dessa designaspekter kan ha stor potential till ökad verkningsgrad. Högtrycksturbinsteget är en av de viktigaste delarna av gasturbinen, där verkningsgraden har betydande inverkan på den totala verkningsgraden eftersom förluster kraftigt påverkas av tidigare förlopp. Huvudsyftet med denna studie är att bidra till verkningsgradsförbättringar i högtrycksturbinsteget.

 

Studien är del i ett forskningsprojekt som undersöker ledskenans framkantskontur vid ändväggarna samt extern kylning, i jakten på dessa förbättringar. Den aerodynamiska inverkan av en förändrad geometri vid ledskenans ändväggar har i tidigare studier visat potential för ökad verkningsgrad genom minskade sekundärförluster. Ytterligare fokus krävs dock, med användning av en rimlig hålkälsradie. Samtidigt har extern kylning i form av filmkylning stor inverkan på verkningsgraden hos högtrycksturbinsteget och forskning behövs med fokus på den aerodynamiska inverkan. Av denna anledning studeras här inverkan både av ändrad hålkälsradie vid ledskenans framkant samt extern kylning i form av filmkylning av skovel, ändvägg och bakkant på aerodynamiska förluster och strömningsfält. Huvudpelaren i detta forskningsprojekt har varit en experimentell undersökning av en geometrisk replika av en modern tredimensionell gasturbinstator i en transonisk annulärkaskad. Detaljerade undersökningar i annulärkaskaden har gett betydande resultat, och bekräftat vissa tidigare studier. Detta har lett till ökad förståelsen för de komplexa flöden och förluster som karakteriserar gasturbiner.

 

De experimentella undersökningarna av förändrad framkantsgeometri leder till den unika slutsatsen att den modifierade hålkälsradien inte har någon betydande inverkan på strömningsfältet eller sekundärförluster av den undersökta ledskenan. Anledningen till att förändringen inte påverkar förlusterna är i detta fall den tredimensionella karaktären hos ledskenan med en redan existerande typisk framkantsgeometri. Undersökningarna visar också att de komplexa sekundärströmningarna är kraftigt beroende av det inkommande gränsskiktet. Undersökning av extern kylning visar att kylflödet leder till en ökad profilförlust. Kylflöde på sugsidan samt bakkanten har störst inverkan på profilförlusten. Resultaten visar också att individuella filmkylningsrader har liten påverkan sinsemellan och kan behandlas genom en superpositionsprincip längs mittsnittet. En viktig slutsats är att kylflöde vid bakkanten leder till ökad utloppsvinkel tillsammans med ökade förluster och massflöde. Resultat tuder på att sekundärströmning kan minskas genom ökad kylning. Generellt ökar utloppsvinkeln markant i den sekundära flödeszonen jämfört med mittsnittet för alla undersökta fall. Den kraftiga förändringen i utloppsvinkel är dock inte märkbar i den sekundära flödeszonen i något av kylfallen jämfört med de okylda referensfallet. Denna zon fordrar ytterligare studier. Spårgasundersökning av ledskenan med koldioxid (CO2) visar att plattformskylning uppströms ledskenan koncentreras till skovelns sugsida, och når inte trycksidan som därmed lämnas mer utsatt för het gas. Detta påvisar den kraftiga interaktionen mellan sekundärströmning och kylflöden, och att inverkan från sekundärströmningen ej enkelt kan påverkas.

De generella resultaten från undersökningen ökar förståelsen av komplexa turbinflöden, förlustbeteenden för kylda ledskenor, interaktionen mellan sekundärströmning och kylflöden, och ger rekommendationer för turbinkonstruktörer kring förändrad framkantsgeometri i kombination med extern kylning. Dessutom har studien gett betydande resultat och en stor mängd data, särskilt rörande profil- och sekundärförluster och utloppsvinkel, vilket tros kunna vara till stor hjälp för gasturbinssamfundet vid validering av analytiska och numeriska beräkningar.

Place, publisher, year, edition, pages
Stockholm: KTH Royal Institute of Technology, 2014. 125 p.
Series
TRITA-KRV, ISSN 1100-7990 ; 14:04
Keyword
gas turbine, aerodynamics, secondary flow, external cooling, trailing edge cooling, film cooling, aerodynamic loss, high pressure turbine, nozzle guide vane
National Category
Aerospace Engineering Applied Mechanics Energy Engineering
Research subject
Aerospace Engineering; Energy Technology
Identifiers
urn:nbn:se:kth:diva-150458 (URN)978-91-7595-240-6 (ISBN)
Public defence
2014-10-01, Kollegiesalen, Brinellvägen 8, KTH, Stockholm, 10:00 (English)
Opponent
Supervisors
Projects
Turbopower, Sector rig
Note

QC 20140909

Available from: 2014-09-09 Created: 2014-09-04 Last updated: 2014-10-13Bibliographically approved

Open Access in DiVA

No full text

Other links

Publisher's full textScopus

Authority records BETA

Saha, RanjanFridh, Jens

Search in DiVA

By author/editor
Saha, RanjanFridh, JensFransson, Torsten
By organisation
Heat and Power Technology
Energy Engineering

Search outside of DiVA

GoogleGoogle Scholar

doi
isbn
urn-nbn

Altmetric score

doi
isbn
urn-nbn
Total: 211 hits
CiteExportLink to record
Permanent link

Direct link
Cite
Citation style
  • apa
  • harvard1
  • ieee
  • modern-language-association-8th-edition
  • vancouver
  • Other style
More styles
Language
  • de-DE
  • en-GB
  • en-US
  • fi-FI
  • nn-NO
  • nn-NB
  • sv-SE
  • Other locale
More languages
Output format
  • html
  • text
  • asciidoc
  • rtf