Numerical investigation of heat transfer in generic gas turbine blade with impingement cooling under high crossflow effect
Yüksek çapraz akış etkisi altında çarpma jet soğutmalı jenerik bir gaz türbini kanadında ısı transferinin sayısal incelenmesi
- Tez No: 1018771
- Danışmanlar: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2026
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Isı ve Akışkan Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Gaz türbinleri, 20. yüzyılın ortalarından itibaren havacılık, enerji üretimi ve endüstriyel güç sistemlerinde devrim yaratan en önemli ısıl makineler arasında yer almaktadır. Özellikle II. Dünya Savaşı sonrasında jet motoru teknolojisinin hızla gelişmesiyle birlikte gaz türbinleri; yüksek güç/ağırlık oranı, sürekli akış prensibi ve kompakt yapıları sayesinde modern mühendislik uygulamalarının vazgeçilmez bileşenlerinden biri haline gelmiştir. Günümüzde Havacılık ve Uzay Mühendisliği başta olmak üzere enerji üretim sistemlerinde yaygın olarak kullanılan gaz türbinleri, artan performans beklentileri doğrultusunda sürekli olarak daha yüksek türbin giriş sıcaklıklarında çalışacak şekilde tasarlanmaktadır. Türbin giriş sıcaklığının artırılması, çevrim veriminin yükseltilmesi açısından kritik bir parametre olmakla birlikte, bu durum türbin kanatlarının çok yüksek ısıl yüklere maruz kalmasına neden olmaktadır. Bu nedenle, ileri seviye malzeme teknolojileri, kaplama yöntemleri ve özellikle etkin soğutma teknikleri, gaz türbini tasarımının ayrılmaz bir parçası haline gelmiştir. Yüksek sıcaklık gradyanları, termal yorulma, oksidasyon ve sürünme (creep) gibi hasar mekanizmaları, kanat ömrünü doğrudan sınırlayan temel faktörlerdir. Bu bağlamda, türbin kanatlarının güvenli ve uzun ömürlü çalışabilmesi için iç ve dış soğutma yöntemlerinin optimize edilmesi kritik öneme sahiptir. Ayrıca, modern gaz türbinlerinde artan performans gereksinimleri yalnızca termal dayanım ile sınırlı kalmayıp, aynı zamanda aerodinamik verim, yakıt tüketimi ve emisyon değerleri gibi parametreleri de doğrudan etkilemektedir. Bu nedenle, yüksek sıcaklık koşullarında çalışan türbin bileşenlerinin hem yapısal hem de termal açıdan dengeli bir şekilde tasarlanması gerekmektedir. Sonuç olarak, gaz türbinlerinin tarihsel gelişimi, günümüzde ulaşılan yüksek performans seviyeleri ve gelecekteki tasarım hedefleri göz önüne alındığında, etkin ve güvenilir soğutma teknolojilerinin geliştirilmesi kaçınılmaz bir mühendislik gereksinimi olarak ortaya çıkmaktadır. Modern gaz türbini kanatlarının maruz kaldığı son derece yüksek sıcaklık ve ısıl yükler, bu bileşenlerin güvenilir çalışması, yapısal bütünlüğü ve servis ömrü açısından gelişmiş ve etkin iç soğutma stratejilerinin uygulanmasını zorunlu kılmaktadır. Bu bağlamda, çarpma jet soğutması (impingement cooling), akışın yüzeye dik olarak çarpması sonucu stagnasyon bölgesinde oldukça yüksek yerel ısı transfer katsayıları oluşturabilmesi nedeniyle en etkili iç soğutma tekniklerinden biri olarak öne çıkmaktadır. Özellikle türbin kanatlarının leading-edge (hücum kenarı) bölgelerinde, yüksek ısı akısı ve sınırlı soğutma alanı nedeniyle bu yöntem yaygın olarak tercih edilmektedir. Bununla birlikte, gerçek gaz türbini çalışma koşullarında, çarpma jetleri izole bir ortamda davranmaz; aksine, kanal boyunca gelişen ve giderek güçlenen bir çapraz akış (crossflow) ile etkileşime girer. Bu çapraz akış, jet çekirdeğini eğerek stagnasyon bölgesinin konumunu ve şiddetini değiştirir, jet penetrasyonunu sınırlar ve duvar jeti (wall-jet) bölgesinde kesme tabakası kaynaklı karmaşık türbülans yapılarının oluşmasına neden olur. Sonuç olarak, ısı transferi dağılımı önemli ölçüde yeniden şekillenir ve klasik çarpma jet davranışından belirgin şekilde sapmalar gözlemlenir. Bu nedenle, jet–çapraz akış etkileşiminin fiziksel mekanizmalarının doğru şekilde anlaşılması ve modellenmesi, yüksek performanslı türbin kanadı soğutma tasarımlarının geliştirilmesi açısından kritik bir gerekliliktir. Bu çalışma, belirli bir yüksek çapraz akış koşulu altında çarpma jetleri ile soğutulan jenerik bir gaz türbini kanadı geçidindeki iç ısı transferi karakteristiklerinin kapsamlı ve sistematik bir sayısal incelemesini sunmaktadır. Çalışmada, jet–çapraz akış etkileşimi, akış ayrılması (flow separation), yeniden yapışma bölgeleri (reattachment), türbülans üretimi ve duvar yakınındaki akış yapılarının ısı transferine olan etkilerini doğru şekilde yakalayabilmek amacıyla, uygun Reynolds ortalamalı Navier–Stokes (RANS) türbülans modeli kullanılarak üç boyutlu bir hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD/CFD) modeli geliştirilmiştir. Özellikle yüksek çapraz akış şiddeti altında ortaya çıkan jet eğilmesi, birleşme ve etkileşim mekanizmaları detaylı olarak ele alınmıştır. Geliştirilen sayısal metodoloji, literatürde yer alan ilgili bir deneysel çalışma ile karşılaştırılarak doğrulanmış; hem yerel Nusselt sayısı dağılımları hem de alan ortalamalı değerler açısından iyi bir uyum elde edilmiştir. Bu doğrulama süreci, modelin hem akış yapısını hem de ısı transferi karakteristiklerini güvenilir bir şekilde temsil edebildiğini göstermektedir. Çalışma kapsamında gerçekleştirilen parametrik analizlerde, geometrik ve akış parametrelerinin geniş bir aralıkta etkileri incelenmiştir. Özellikle jetler arası adım (P/D), jet–yüzey mesafesi (H/D) ve jet Reynolds sayısı (ReD) temel kontrol parametreleri olarak seçilmiştir. Farklı çarpma deliği düzenleri altında gerçekleştirilen simülasyonlar, yaklaşık %60 seviyesinde yüksek çapraz akış şiddeti koşulunda yürütülmüş olup, bu durum gerçek motor içi çalışma şartlarını temsil etmektedir. İncelenen parametre aralığı, ReD = 10000–40000, H/D = 1.4–5.3 ve P/D = 2–8 değerlerini kapsamaktadır. Bu geniş parametre uzayı, hem düşük hem de yüksek jet momentum koşullarında jet–yüzey etkileşiminin değişimini analiz etmeye olanak sağlamaktadır. Elde edilen sonuçlar, hem yerel hem de alan ortalamalı Nusselt sayısı (Nu) dağılımları üzerinden değerlendirilmiş ve farklı parametrelerin ısı transferi performansı üzerindeki etkileri sistematik olarak karşılaştırılmıştır. Sayısal sonuçlar kullanılarak, Nusselt sayısını ReD, H/D ve P/D parametrelerinin bir fonksiyonu olarak ifade eden ampirik bir korelasyon geliştirilmiştir. Bu korelasyon, hem mühendislik uygulamalarında hızlı tahmin imkânı sunmakta hem de temel akış fiziğini yansıtacak şekilde yapılandırılmıştır. Önerilen model, %3.72 ortalama mutlak yüzde hata (MAPE) ile sayısal verileri yüksek doğrulukla tahmin etmekte olup, incelenen parametre aralığında güvenilir bir tasarım aracı olarak kullanılabilir. Korelasyonun üstel yapısı, jet momentumunun baskın rolünü ve geometrik parametrelerin ikincil etkilerini açık bir şekilde ortaya koymaktadır. Elde edilen bulgular, jet Reynolds sayısının ısı transferi artışını belirleyen en önemli parametre olduğunu göstermektedir. ReD'nin artması, jetin yüzeye ulaşma enerjisini artırarak stagnasyon bölgesinde daha yüksek konvektif ısı transfer katsayılarının oluşmasına neden olmaktadır. Ayrıca, artan türbülans yoğunluğu ve jet–yüzey etkileşimi, duvar jeti bölgesinde de ısı transferinin güçlenmesini sağlamaktadır. Buna karşılık, jet–yüzey mesafesinin (H/D) artması, jetin yüzeye ulaşmadan önce çevre akış ile karışarak momentum kaybetmesine ve dolayısıyla stagnasyon etkisinin zayıflamasına neden olmaktadır. Benzer şekilde, jetler arası adımın (P/D) artması, jetler arasındaki etkileşimi azaltarak yüzey üzerindeki ısı transfer dağılımının daha heterojen ve düşük seviyelerde gerçekleşmesine yol açmaktadır. Ancak bu iki geometrik parametrenin etkileri, büyüklük olarak birbirine yakın olup ikincil derecede rol oynamaktadır. Sonuç olarak, bu çalışmada geliştirilen sayısal yaklaşım ve elde edilen ampirik korelasyon, yüksek çapraz akış koşulları altında çalışan çarpma jet soğutma sistemlerinin performansının anlaşılması, modellenmesi ve optimize edilmesi açısından önemli katkılar sunmaktadır. Önerilen model, ön tasarım aşamalarında hızlı ve güvenilir tahminler yapılmasına olanak sağlarken, aynı zamanda daha detaylı sayısal veya deneysel çalışmalar için de sağlam bir temel oluşturmaktadır. Bu yönüyle çalışma, gaz türbini kanatlarının termal yönetimine yönelik mühendislik uygulamalarında doğrudan kullanılabilecek pratik ve fiziksel olarak tutarlı bir yaklaşım ortaya koymaktadır.
Özet (Çeviri)
Gas turbines have been among the most transformative thermal machines since the mid-20th century, playing a central role in aviation, power generation, and industrial energy systems. Following the rapid technological progress after World War II, gas turbines became indispensable due to their high power-to-weight ratio, continuous-flow operation, operational reliability, and compact structural design. Over time, advancements in aerodynamic design, materials science, and combustion technology have enabled these systems to operate at increasingly demanding conditions. Today, gas turbines are widely utilized in Aerospace Engineering and energy production sectors, where continuous improvements in efficiency and performance remain primary objectives. A key parameter governing gas turbine performance is the turbine inlet temperature. Increasing this temperature directly enhances thermodynamic cycle efficiency and specific power output. However, this improvement comes at the expense of significantly elevated thermal loads on turbine components, particularly rotor blades and stator vanes. These components are subjected to extreme temperature gradients, high thermal stresses, and aggressive environmental conditions, which may lead to degradation mechanisms such as thermal fatigue, oxidation, corrosion, and creep. Consequently, the development of advanced cooling strategies, along with high-temperature-resistant materials and thermal barrier coatings, has become essential for ensuring component durability and operational safety. In addition to thermal considerations, modern gas turbine systems must also meet stringent requirements related to aerodynamic efficiency, fuel consumption, and emission reduction. These multi-objective design constraints necessitate a highly integrated approach, where thermal management, structural integrity, and aerodynamic performance are simultaneously optimized. As gas turbine technology continues to evolve toward higher operating temperatures and more compact configurations, the importance of efficient and reliable cooling techniques becomes increasingly pronounced. Among various internal cooling techniques, jet impingement cooling has gained significant attention due to its ability to produce very high local heat transfer coefficients, particularly in stagnation regions where the cooling jet directly impacts the surface. This characteristic makes it especially suitable for critical regions such as the leading edge of turbine blades, where heat fluxes are highest and geometric constraints limit the use of alternative cooling approaches. The effectiveness of impingement cooling is primarily attributed to strong jet momentum, intense turbulence generation, and thin thermal boundary layers formed at the impingement zone. Nevertheless, in realistic gas turbine environments, impinging jets are rarely isolated. Instead, they interact with a crossflow that develops within the cooling passage as the coolant progresses downstream. This crossflow introduces significant complexity into the flow field by deflecting the jet trajectory, weakening the stagnation region, and altering the overall heat transfer distribution. Furthermore, the interaction between the jet and crossflow leads to the formation of shear layers, vortical structures, and enhanced turbulence in the wall-jet region. These effects collectively result in a substantial deviation from classical impingement behavior, making the prediction of heat transfer characteristics considerably more challenging. Therefore, a detailed understanding of jet–crossflow interaction mechanisms is essential for the accurate design and optimization of turbine blade cooling systems. The present study provides a comprehensive numerical investigation of internal heat transfer characteristics in a generic gas turbine blade passage cooled by jet impingement under high crossflow conditions. A three-dimensional computational fluid dynamics (CFD) model was developed using a Reynolds-Averaged Navier–Stokes (RANS) framework, incorporating a suitable turbulence model capable of resolving complex flow features such as jet deflection, flow separation, reattachment, and turbulence generation. Particular attention was given to accurately capturing near-wall flow behavior and its influence on convective heat transfer. To ensure the reliability of the numerical approach, the model was validated against experimental data available in the literature. Comparisons of local Nusselt number distributions and area-averaged values demonstrated strong agreement, confirming that the simulation framework is capable of accurately representing both the flow physics and thermal characteristics of the system. A detailed parametric study was conducted to evaluate the influence of key governing parameters, including jet Reynolds number (ReD), jet-to-surface distance (H/D), and jet-to-jet spacing (P/D). Simulations were performed under a high crossflow intensity of approximately 60%, representative of realistic operating conditions in gas turbine cooling passages. The investigated parameter ranges include ReD = 10,000–40,000, H/D = 1.4–5.3, and P/D = 2–8. This wide parameter space allows for a systematic assessment of both momentum-driven and geometric effects on heat transfer performance. Using the numerical dataset, an empirical correlation was developed to predict the Nusselt number as a function of ReD, H/D, and P/D. The proposed correlation exhibits high predictive accuracy, with a Mean Absolute Percentage Error (MAPE) of 3.72%, indicating excellent agreement with the simulation results. The power-law form of the correlation highlights the dominant role of jet Reynolds number, while also capturing the secondary influence of geometric parameters. The results clearly demonstrate that the jet Reynolds number is the primary parameter controlling heat transfer enhancement. Increasing ReD leads to stronger jet penetration, higher turbulence intensity, and more effective disruption of the thermal boundary layer, thereby significantly increasing the Nusselt number. Conversely, increasing the jet-to-surface distance (H/D) reduces the jet's momentum before reaching the surface, weakening the stagnation region and decreasing heat transfer performance. Similarly, increasing the jet spacing (P/D) reduces jet interaction and results in a less uniform and generally lower heat transfer distribution. Although both H/D and P/D have notable effects, their influence remains secondary compared to that of ReD. In conclusion, this study provides a detailed numerical framework and a robust empirical correlation for analyzing jet impingement cooling under high crossflow conditions. The findings offer valuable insights into the complex interaction mechanisms governing heat transfer in turbine blade cooling passages. The proposed correlation serves as a practical engineering tool for rapid performance estimation during preliminary design stages, while the numerical methodology establishes a strong foundation for further advanced investigations. Overall, this work contributes to the development of more efficient and reliable cooling strategies for next-generation gas turbine systems.
Benzer Tezler
- Gaz türbini kanat ucu geometrisinin aerodinamik ve ısıl optimizasyonu
Aerothermal optimization of axial gas turbine blade tip geometry
HIDIR MARAL
Doktora
Türkçe
2018
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
- Devrelerin büyük işaret cevaplarının bilgisayar yardımıyla bulunması
Başlık çevirisi yok
NÜKHET GÜNEYİ
Yüksek Lisans
Türkçe
1985
Elektrik ve Elektronik MühendisliğiUludağ ÜniversitesiElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ERGÜR TÜTÜNCÜOĞLU
- Diesel motorları yakıt püskürtme sistemlerinin dinamik simülasyonu
Başlık çevirisi yok
İRFAN KARAGÖZ
Yüksek Lisans
Türkçe
1986
Makine MühendisliğiUludağ ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. OĞUZ BORAT
- Akaryakıtla çalışan endüstriyel tav fırınlarında yanma, sıcaklık ve basıncın optimum kontrolu
Optimum control of combustion temperature and pressure in industrial tempering furnaces working with fuel-oil
MEHMET EROĞLU
Yüksek Lisans
Türkçe
1987
Makine MühendisliğiGazi ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YÜCEL ERCAN
- İki katlı pamuk ipliklerinden dokunan kumaşlarda örgüye bağlı olarak maksimum atkı sıklığının değişimi üzerinde bir araştırma
Başlık çevirisi yok
MELTEM ASLI NARTER
Yüksek Lisans
Türkçe
1985
Tekstil ve Tekstil MühendisliğiEge ÜniversitesiTekstil Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. GÜNGÖR BAŞER