Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
527710		Aerothermodynamics of turbine blade trailing edgecooling / Türbin kanadı firar kenarı soğutmasının aerotermodinamiği Yazar:TUĞBA TUNÇEL Danışman: DR. ÖĞR. ÜYESİ HARİKA SENEM KAHVECİ Yer Bilgisi: Orta Doğu Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü Konu:Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering Dizin:	Onaylandı Yüksek Lisans İngilizce 2018 101 s.
Gaz türbinlerinin termal verimliliĞinin, çalıŞma akıŞkanının türbin giriş sıcaklığına bağlı olduğu bilinmektedir. Bu durum türbin çalışma sıcaklıklarında artışa ve gelişmiş gaz türbinlerindeki zirve sıcaklıklarının metallerin dayanabileceği maksimum sıcaklıkları aşmasına neden olmuştur. Türbin kanatlarının malzeme sıcaklık sınırlarının ötesinde çalışabilmesi için iç ve dış soğutma teknikleri geliştirilmiştir. Yapısal ve aerodinamik kısıtlamalar yüzünden firar kenarı soğutma yöntemlerinin geliştirilmesi tasarımcılar için zorlu bir görev oluşturmaktadır. Modern türbin kanatlarının firar kenarlarının soğutulmasında, film soğutması oluklarının bulunduğu kesilmiş basınç kenarları ve pin fin yapıları kullanılmaktadır. Literatürdeki çalışmalarda oluk,ada ve benzer kanat içi yapılar sayesinde elde edilebilecek potansiyel termal iyileştirmeler, soğutmanın daha iyi yapılabilmesi amacıyla ¸ su ana kadar detaylı bir şekilde incelenmiştir. Ancak, gaz türbinlerinin tüm performansı düşünüldüğünde, bu bölgedeki aerodinamik iyileştirmeler termal iyileştirmeler kadar önem teşkil etmektedir.Bu durumu göz önünde bulundurarak bu tez, firar kenarı soğutma yapısını aerotermal açıdan incelemektedir. Çalışılan iç yapı saptırılmış pin dizinleri, adalar ve olukların önünde bulunan kanat şeklindeki tıkaçlardan oluşmaktadır. Kullanılan pinler dairesel, eliptik ve kanat şeklindedir. Eliptik ve kanat şeklindeki pinlerin farklı boyutlardaki versiyonları da bulunmaktadır. Pinlerin akış yapıları ve ısı transferi performanslarını incelemek için kanal içinde ve firar kenarı yakınlarında Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) kullanan bir çalışma yapılmıştır. Bu tez oluklu film soğutması için aerotermodinamik açıdan optimum pin şeklini seçmek amacında olan tasarımcılar için detaylı bir çalışma sunmaktadır.
It is known that the thermal efficiency of gas turbines strongly depends on the turbine entry temperature of the working fluid. This has resulted in increased turbine working temperatures, and peak temperatures in advanced gas turbines have been well above maximum allowable metal temperatures for quite some time. For turbine blades to survive while operating beyond these material temperature limits, internal and external cooling techniques have been developed. Due to structural and aerodynamic restrictions, improving trailing-edge cooling methods creates a challenge for the designers. In modern turbine blades, pressure side cutbacks with film cooling slots stiffened with lands and pin fins embedded in passages are used to cool trailing edges. In literature, thermal improvements obtained by slots, lands and similar internal structures have been investigated in detail since the main purpose has been to promote cooling. But, when the performance of a gas turbine is considered, aerodynamic enhancements are as important as thermal performance. Regarding that, this thesis focuses on both aerodynamic and thermal aspects of a turbine blade trailing-edge section cooling. The internal structure studied consists of staggered arrays of pins, and lands and airfoil-shaped blockages in front of the trailing edge slots right at the exit. The pins used are of cylindrical, elliptical, and airfoil shape, and have different sizes. A study using Computational Fluid Dynamics (CFD) was performed to investigate the flow structure and heat transfer both inside the passage and outside in the vicinity of trailing-edge slots. With the goal of choosing an optimal pin fin configuration that is aerothermodynamically more advantageous for slot film cooling,this thesis provides a thorough investigation that would be of interest to the turbine designers.