Università di Bergamo. Film cooling investigations in HP gas turbine nozzle vane and rotor blade cascades
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1 Università di Bergamo Dipartimento di Ingegneria e Scienze Applicate Film cooling investigations in HP gas turbine nozzle vane and rotor blade cascades Sezione di Sistemi Energetici e Turbomacchine Prof.ssa Giovanna Barigozzi
2 Gruppo di Ricerca di Sistemi Energetici e Turbomacchine Staff Prof. Antonio Perdichizzi Prof. Giovanna Barigozzi Prof. Giuseppe Franchini Prof. Silvia Ravelli Dottorandi Assegnisti e borsisti
3 Tematiche di ricerca: Turbine a gas: problematiche degli stadi di alta pressione Effetti del raffreddamento a film sulle prestazioni aerodinamiche e termiche: Palettature statoriche e rotoriche; Endwall piani e contoured; Lastra piana. Indagini del flusso 3D in schiere di turbina Confronto tra simulazioni CFD e misure Ventilatori: Indagini del flusso 3D Test prestazionali Automotive: Caratterizzazione aerodinamica e termica di dischi freno autoventilanti Test su radiatori
4 Il Laboratorio Principali attrezzature: 3 Gallerie del vento per schiere piane Galleria del vento per test su lastra piana Tunnel per calibrazione sonde Banco prova Ventilatori Banco prova Dischi Freno Banco prova Radiatori
5 Galleria del vento per test su schiere statoriche raffreddate Max Mach fino a 0.8 Sezione: 0.13 x 0.63 m 2 Turbolenza: fino a 10% Angolo di scarico: 23 ± 5
6 Galleria del vento per test su schiere statoriche raffreddate Max Mach fino a 0.7 Sezione: 0.1 x 0.8 m 2 Incidenza: ± 20 Turbolenza: fino a 9% Angolo di scarico: 20 ± 5
7 Galleria del vento per test su schiere rotoriche raffreddate Max Mach up to 0.3 sezione: 0.15 x 0.7 m 2 Turbolenza: fino a 9%
8 I sistemi di iniezione P c, T c (dp c = ± 10 Pa) (dt c = ± 0.5K) m c diaframmi (dm c = ± 2.1 %)
9 Switzerland PRIN 2007 PRIN 2010/11 Analisi aerodinamica e termica di una schiera statorica raffreddata a film
10 Influenza di un flusso NON uniforme in ingresso alla schiera Corpo tozzo installato nella sezione di ingresso, a valle del generatore di turbolenza 1 = 0 Tu 1 = 9 % Ma 1 = 0.12 Ma 2is = 0.42 Re 2is = Showerhead
11 Y Flusso NON uniforme Influenza della posizione tangenziale Carico palare (mid span): 0s 0.5s Piano intra-palare (LDA) nella zona di ingresso a metà altezza di pala: X #1 #2 0.5s
12 Flussi Secondari 2 2 U2, is U2 Kinetic energy loss coefficient ζ, Vorticity s c & 2 ( U2, is) ms Secondary velocity vectors: U 1 Ref 0.5s Cooled Cooled + 0.5s
13 ENDWALL: Film cooling effectiveness (TLC) T T aw c T T Ref #1 #2 0s 0.5s
14 LEADING EDGE: Influenza iniezione su Film cooling effectiveness #2 BR = 2 BR = 3 BR = 4
15 LEADING EDGE: Influenza iniezione su Film cooling effectiveness Exp. RANS - Rke DES - Rke BR = 3 #2
16 TRAILING EDGE: Influenza iniezione e Mach su Film cooling effectiveness #2
17 x TRAILING EDGE: Influenza iniezione e Mach su Film cooling effectiveness Ma 2is = MFR ~ 1 % RANS URANS SAS Exp. TLC #2 s : slot height
18 TRAILING EDGE: Influenza iniezione e Mach su Film cooling effectiveness SAS Counterclockwise Clockwise (-) MFR =1.05% (+) Coolant-side vortices Mainstream-side vortices T T t gas z U e, x/l 0 Tc T 10
19 Riferimenti: 1. G. Barigozzi, G. Benzoni, G. Franchini, A. Perdichizzi, Fan-shaped Hole Effects on the Aero-Thermal Performance of a Film Cooled Endwall, J. Turbomach. 128, Jan 2006, G. Barigozzi, G. Franchini, A. Perdichizzi, Endwall Film Cooling through Fan-shaped Holes with Different Area Ratios, J. Turbomach. 129, Apr 2007, G. Barigozzi, G. Franchini, A. Perdichizzi, M. Quattrore, Endwall Film Cooling Effects on Secondary Flows in a Contoured Endwall Nozzle Cascade, J. Turbomach. 132, 2010, G. Barigozzi, G. Franchini, A. Perdichizzi, S. Ravelli Film Cooling of a Contoured End wall Nozzle Vane through Fan Shaped Holes, Int. J. Heat and Fluid Flow 31 (2010), G. Barigozzi, G. Franchini, A. Perdichizzi, S. Ravelli Effects of Trenched Holes on Film Cooling of a Contoured Endwall Nozzle Vane, J. Turbomach. 134 (2012), G. Barigozzi, A. Perdichizzi, S. Ravelli Pressure Side and Cutback Trailing Edge Film Cooling in a Linear Nozzle Vane Cascade at Different Mach Numbers, J. Turbomach. 134 (2012), : G. Barigozzi, A. Armellini, C. Mucignat, L. Casarsa Experimental Investigation of the Effects of Blowing Conditions and Mach number on the Unsteady Behavior of Coolant Ejection through a Trailing Edge Cutback, Int. J. Heat and Fluid Flow. 37 (2012), G. Barigozzi, S. Ravelli, A. Armellini, C. Mucignat, L. Casarsa "Effects of injection conditions and Mach number on unsteadiness arising within coolant jets over a pressure side vane surface". Int. J. Heat and Mass Transfer 67 (2013) S. Ravelli and G. Barigozzi "Adiabatic and Conjugate Simulations on Flow Field in a Gas Turbine Vane with Pressure Side Film Cooling and Trailing Edge Cutback", Proc IMechE Part A: J Power and Energy 228 (2014) S. Ravelli and G. Barigozzi "Application of Unsteady CFD Methods to Trailing Edge Cutback Film Cooling", J. Turbomach. 136 (2014) : S. Ravelli and G. Barigozzi " Comparison of RANS and DES modeling against measurements of leading edge film cooling on a first-stage vane", ASME Paper GT , accepted for publication on J. Turbomachinery. 12. A. Perdichizzi, H. Abdeh, G. Barigozzi, M. Henze, J. Krueckels Aero-thermal Performance of a Nozzle Vane Cascade with a Generic Non Uniform Inlet Flow Condition - Part I: Influence of Non Uniformity Location, ASME Paper GT , accepted for publication on J. Turbomachinery.
20 Analisi aero-termica di una schiera rotorica con piattaforma raffreddata
21 La schiera rotorica raffreddata SLOT TRA STATORE E ROTORE Si estende su 3.4 passi; 8 alette all interno dello slot; Angolo alette a (direzione tangenziale): -10 (design a MFR = 1.0%) No alette + 10 MFR = m c /m e = 0.3% - 2.0% DR = 1.0 (0.95 in test termici)
22 + 10 NO FINS - 10 Influenza della rotazione Coefficiente di perdita di energia cinetica:
23 + 10 NO FINS - 10 Influenza della rotazione T aw T c T T
24 Riferimenti: 1. G. Barigozzi, F. Fontaneto, G. Franchini, A. Perdichizzi, M. Maritano, R. Abram Influence of coolant flow rate on aero-thermal performance of a rotor blade cascade with endwall film cooling, J. Turbomach. 134 (2012), : G. Barigozzi, G. Franchini, A. Perdichizzi, M. Maritano, R. Abram. "Purge flow and interface gap geometry influence on the aero-thermal performance of a rotor blade cascade". Int. J. Heat and Fluid Flow 44 (2013) p G. Barigozzi, G. Franchini, A. Perdichizzi, M. Maritano, R. Abram. "Influence of Purge Flow Injection angle on the aero-thermal performance of a rotor blade cascade" J. Turbomach. 136 (2014), : L. Abba, R. Abram, G. Barigozzi, A. Perdichizzi Design, Validation and Verification of Film Cooling on Gas Turbine Rotor Endwall, ASME Paper GT , G. Barigozzi, A. Perdichizzi, R. Abram. Improving the Film Cooling of a Rotor Blade Platform" International Symposium on Transport Phenomena and Dynamics of Rotating Machinery (ISROMAC 2016), Honolulu, April 2016, accepted for publication on J. of Fluid Eng.
25 Galleria del vento per test su lastra piana Velocità = 20 m/s Sezione: 0.2 x 0.2 m 2 Temperatura max: 70 C
26 Raffreddamento su lastra piana Influenza di AR e BR: Film cooling effectiveness (TLC) BR AR
27 Banco prova dischi freno Massima velocità: 3000 RPM Massima potenza: 40 kw
28 Analisi sperimentale di Dischi Freno Distribuzioni della velocità e della temperatura dell aria allo sbocco dei canali di ventilazione e della temperatura del disco: Integrando sulla sezione di sbocco è possibile calcolare la portata d aria ventilata; Nota la temperatura del disco si può calcolare la potenza termica scambiata e quindi il coefficiente di scambio termico convettivo.
29 Banco prova ventilatori Massima portata: m3/h Massima prevalenza: Pa Massima potenza: 50 kw
30 La nostra squadra
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