EXPERIMENTAL STUDY ON FILM COOLING OF GAS TURBINE AlRFOlLS USING SHAPED HOLES

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1 EXPERIMENTAL STUDY ON FILM COOLING OF GAS TURBINE AlRFOlLS USING SHAPED HOLES THESE No 2209 (2000) PRÉSENTÉE AU DÉPARTEMENT DE GÉNIE MÉCANIQUE ÉCOLE POLYTECHNIQUE FÉDÉRALE DE LAUSANNE POUR L'OBTENTION DU GRADE DE DOCTEUR Ès SCIENCES TECHNIQUES PAR Hans Claudius REISS Diplom-lngenieur Fachrichtung Maschinenbau, Universitat Fridericiana, Karlsruhe, Allemagne de nationalité allemande acceptée sur proposition du jury: Prof. A. Bolcs, directeur de thèse Prof. R. Ainsworth, rapporteur Prof. M. Crawiord, rapporteur Prof. D. Favrat, rapporteur Lausanne, EPFL 2000

2 ABSTRACT The overall objective of the present work was to explore the potential improvement of the thermal design of gas turbines through the utilization of advanced film cooling configurations. More specifically, it concentrates on the optimization of hole geometries applicable for airfoil cooling, and aimed to enhance the cooling benefit and reduce the associated consumption of cooling air. Both thermal and aerodynamic aspects of film cooling were studied experimentally, at engine-representative conditions, with various measurement techniques. Heat transfer and film cooling measurements were carried out with the transient liquid crystal technique. For validation purposes, additional measurements with thin film thermometry were performed on an uncooled airfoil model. The aerodynamic flow field was assessed with surface pressure measurements, pneumatic probe measurements, the laser-2-focus method, as well as surface flow visualizations. In order to explore the mixing process involved in film cooling, the Schlieren method was set-up for the visualization of film cooling with foreign gas injection, in sub- and transonic flow conditions. This technique was combined with local coolant concentration measurements with a new sampling device. The experimental program consisted of a preliminary investigation of sophisticated showerhead arrangements on cylinders, carried out in a free-jet test facility. The specific cooling configurations allowed the direct comparison of a 'classical' cooling scheme, based on cylindrical holes, with several types of shaped holes. Subsequently, an extensive test program was carried out in a linear cascade test facility, which had been adapted for a new airfoil profile. The aerodynamic and heat transfer characteristics of the uncooled airfoil were determined first, for a wide range of operating conditions. During this part, the experimental setup and the measurement technique was validated with an alternative measurement technique, and numerical predictions. Two issues related to the engine-similarity of film cooling experiments were specifically addressed : The importance of correctly matching of the boundary layer state in experiments was shown in a first investigation, whereas in a second series of airfoil experiments, no marked trend of general validity was found concerning the influence of the Mach and Reynolds number on film cooling performance. A systematic study of four film cooling configurations followed, comparing pressure and suction side injection stations with cylindrical and shaped holes, a leading edge scheme with slots, and a multirow 'full coverage' configuration comprising various hole types on suction side, leading edge and pressure side. This part was carried out at the nominal cascade operating point, with a Reynolds number of 1.47e6, and an exit Mach number of 0.88, and foreign gas injection with CO2 yielding engine-near density ratios of 1.6. From the obtained experimental data it can be concluded that shaped holes yield slightly better cooling effect on the pressure side than simple cylindrical holes, however the differences are relatively srnall at this surface location. On the suction side, cooling can be considerably improved with shaped holes, an effect attributed to

3 the diffuser-type exits which reduce jet mornentum. This delays the occurrence of jet lift-off, which usually limits the suction side cooling effect at strong injection. A showerhead scheme based on slots provides good cooling effect for the leading edge, but is susceptible to strongly increase the heat flux further downstream, due to a modified boundary layer. The coolant consumption of the tested slots was very high, compared to 'classic' showerhead configurations based on discrete holes. Full coverage cooling with shaped holes is a means to optimize the cooling performance and reduce the consumption of cooling gas. However, a detailed analysis is required in order take advantage also of the favorable interaction between individual cooling rows, and thus achieve the best possible benefit of shaped holes. Extensive investigations were made on the methodology of the determination of aerodynamic losses in presence of film cooling, based with a pneumatic 5-hole probe. In the subsequent measurement campaign, combined pressure and suction side injection yielded loss increase of up to 30% for shaped holes, and 15% for cylindrical holes. The full coverage configuration increased loss by approximately 10%. Leading edge injection reduced cascade loss by 15%, with respect to the solid airfoil. Cooling injection generally reduced the turning angle of the cascade by a constant value of approximately 1.5". These results show that film cooling has an effect of the aerodynamic performance of a cascade, however, the exact trend depends very much on the specific cooling configuration. Complementary flow visualization experiments of the film injection on an airfoil were carried out with the color Schlieren method. Combined with the measurements of local coolant concentrations downstream of the cascade, this allowed to gain further insight into the physics of the film cooling process.

4 Die vorliegende Arbeit befabt sich mit der Kühlungsproblematik von Gasturbinenschaufeln. Die Zielsetzung ist durch systematische experimentelle Untersuchungen bei realtitatsnahen Stromungsbedingungen zu ermitteln, inwiefern die erzielbare Kühlwirkung von Filmkühlungsausblasung durch speziell geformte Kühllocher verbessert werden kann, bei gleichzeitiger Reduzierung des Kühlluftverbrauchs. Aerodynamische sowie thermische Aspekte der Filmkühlung wurden untersucht, hierzu kamen verschiedene Mefitechniken zum Einsatz. Für Warmeübertragungsmessungen wurde die instationare Flüssigkristallmethode verwendet, welche auf der optischen Temperaturmessung anhand der Farbanderung von Flüssigkristallen basiert. Für Validierungszwecke wurden zusatzliche Messungen auf ungekühlten Modellen durchgeführt mit Hilfe von Dünnschicht-Temperatursensoren. Für die Ausmessung der Stomungsfelder wurden statische Druckmessungen and den Kanalseitenwanden und dem Schaufelprofil verwendet, sowie Messungen in Kanalmitte mit der LaserZ-Fokus Methode. Zusatzliche Sondenmessung im Nachlauf des Schaufelgitters gaben AufschluB über die aerodynamischen Verluste. Desweiteren kamen qualitative Methoden zum Einsatz, wie die Schlierenmethode, die speziell für die Sichtbarmachung von Kühlungsfilmeinblasung angepabt wurde, oder die Sichtbarmachung von Oberflachenstromlinien mit einer speziellen schubspannungsempfindlichen Beschichtung. Um weiteren AufschluB zu geben über die Verteilung des Kühlgases in der Kanalstromung wurde eine Vorrichtung für Gaskonzentrationsmessungen im Gitternachlauf erstellt. In einer ersten Vorstudie wurden vier verschiedene Konfigurationen für Vorderkantenkühlung auf Zylindermodellen getestet. Hierbei war das Ziel, das Verhalten 'klassischer' zylindrischer Locher mit dem speziell ausgeformter Bohrungen direkt experimentell miteinander zu vergleichen. lm Hauptteil dieser Arbeit wurde ein umfassendes Versuchsprogramm in einem geraden Schaufelgitterkanal durchgeführt, welcher zuvor auf die neue Schaufelgeometrie angepabt worden war. Das aerodynamische und thermische Verhalten des umgebauten Schaufelgitters wurde zunachst für ungekühlte Schaufelmodelle charakterisiert, über einen weiten Bereich von Stromungsbedingungen. Hierbei konnte der experimentelle Aufbau anhand alternativer Messungen mit den Dünnschichtsensoren, sowie mit Rechnungen mit einem Grenzschichtprogramm validiert werden. Zwei grundlegende Fragen über die ~hnlichkeitsbedingungen von Filmkühlungsexperimenten wurden beleuchtet : Es wurde gezeigt, dab die Einhaltung eines maschinennahen Grenzschichtzustandes für die Übertragbarkeit der MeBergebnisse aus Filmkühlungsversuchen von grober Wichtigkeit ist. Was den EinfluB der ~hnlichkeitsparameter Reynolds- und Machzah der Haupstromung angeht, konnte hingegen kein allgemeingültiger Trend festgestellt werden. Daran schlob sich der systematische Vergleich der Filmkühlungskonfigurationen auf dem Schaufelmodell an. Diese Versuchsreihe wurde im nominalen Betriebspunkt des Gitterkanals durchgeführt. Um reale Dichteverhaltnisse zwischen Haupt- und Kühlgas zu erzielen wurde CO2 zur Einblasung verwendet. Zylindrische und

5 ausgeformte Kühllocher wurden für die Anwendung in Druck- und Saugseitenkühlungsreihen verglichen, desweiteren eine reine Vorderkantenkühlungsgeometrie mit angesteliten Schlitzen, sowie eine kombinierte 'Full-Coverage3-Konfiguration mit geformten Kühlungsreihen an der Vorderkante, und auf Druck- und Saugseite. Aus den MeBergebnissen geht he~or, dab voiwartsgeneigte Lochaustritte die Kühlwirkung auf der Druckseite nur leicht verbessern, verglichen mit zylindrischen Bohrungen, wohingegen auf der Saugseite eine deutlich spürbare Verbesserung festgestelft wurde. Dies wurde auf den 'Diffusor-Effekt' von aufgeweiteten Lüchern zurückgeführt, der den lmpuls der Kühlgasjets stark reduziert, und daher das ungünstige Ablosen der Kühljets von der Oberflache verzogert, wenn nicht sogar ganz verhindert. Die Vorderkanteneinblasung durch Schlitze zeigte ausgezeichnete Kühlwirkung im ganzen vorderen Teil der Schaufel, verursachte aber weiter stromabwarts auf der Saugseite verfrühten Grenschichtumschlag, und damit eine sehr ungünstige drastische Erhohung der Warmebelastung an dieser Stelle. Der Kühlgasbedarf war verglichen mit den anderen Geometrien relativ hoch. Die 'Full-Coverage' Konfiguration hat gezeigt, dass der Einsatz von speziellen Lochformen sehr gute Kühlwirkungen bewirken kann. Allerdings mub für die Optimierung eine sehr genaue Analyse des Verhaltens jeder einzelnen Kühlreihe vorgenommen werden, um auch von günstigen Zusarnmenwirken der einzelnen Reihen profitieren zu konnen. Die Methode zur Bestimmung aerodynamischer Verluste aufgrund von Kühleinblasung wurde ausführlich untersucht. lnbesondere wurde der EinfluB der verwendeten Sonde auf das Stromungsfeld ermittelt, und die Konsequenzen für die Verwendung der Sondenmessungen für die Verlustberechnung dargestellt. Auch die Bedeutung der genauen Kenntnis der lokalen Kühlgaskonzentration für die Verlustbestimmung wurde beleuchtet, was konkret verifiziert werden konnte anhand eigener Konzentrationsmessungen im Gitternachlauf. Die Verlustmessungen ergaben um bis zu 30% erhohere Verlustbeiwerte für die Druck- und Saugseitenkühlung mit ausgeformten Locher, gegenüber 15% Erhohung für die zylindrischen Locher, jeweils mit einer steigenden Tendenz bei starkerer Einblasung. Die 'Full-Coverage' Schaufel zeigte einen Verlustanstieg von Ca. IO%, und nur sehr schwache Abhangigkeit vom Kühlgasmassenstrom. Die Vorderkantenkühlung mit Schlitzen verringerte sogar den Verlustbeiwert des Schaufelgitters um 15%. Die Resultate bestatigen, dab die Filrnkühlung einen EinfluB auf die aerodynamischen Eigenschaften der Schaufel hat, was in erster Linie auf die Veranderung des Grenzschichtzustands zurückgeführt wurde. GroBe und sogar Richtung des Effekts hangen allerdings stark von der jeweiligen Geometrie der Kühlkonfiguration. AbschlieBend wurde noch die Schlieren-Methode zur Sichtbarmachung von Kühlfilmeinblasung eingesetzt. In Verbindung mit Messungen der lokalen Kühlgaskonzentration, welche die lnterpretation der Aufnahmen erleichtern, haben die Farb-Schlierenaufnahmen eindrucksvolle Einblicke über das Verhalten der Kühljets in der Kanalstromung moglich gemacht, vor allen Dingen bei transsonischen Stromungsbedingungen.

6 Le principal objectif de ce présent travail fut d'explorer le potentiel d'amélioration obtenu par l'utilisation de configurations avancées de schémas de refroidissement par film des turbines à gaz. Plus précisément, ce travail s'est concentré sur l'optimisation de la géométrie des trous utilisés pour le refroidissement des aubes, dans le but d'augmenter son efficacité, tout en essayant de réduire la quantité d'air de refroidissement injectée qui lui est associée. Aussi bien l'aspect thermique et aérodynamique associés au refroidissement par film ont été étudiés expérimentalement à I'aide de diverses techniques de mesures, à des conditions d'essais représentatives de la machine réelle. Les mesures de transfert de chaleur ainsi que d'efficacité du refroidissement par film ont été réalisées à I'aide de la technique transitoire des cristaux liquides. Pour des raisons de vérifications et de validations de cette technique, des mesures supplémentaires à I'aide de jauges de températures à couches minces ont été réalisées mais uniquement sur un modèle d'aube non refroidie. Le champ d'écoulement aérodynamique a été obtenu à I'aide de prises de pressions aux parois, de sondes de pressions totales, de mesures L2F ainsi que l'utilisation d'une couche de peinture sensible aux contraintes de cisaillement permettant d'obtenir directement une visualisation des directions d'écoulements sur des surfaces. Pour bien comprendre l'effet de mélange intervenant lors d'un refroidissement par film, la méthode Schlieren a été utilisée afin de visualiser l'injection du gaz de refroidissement dans l'écoulement principal, ceci pour des conditions d'écoulement sub et trans-soniques. Ces mesures ont été combinées avec une nouvelle instrumentation permettant aussi une mesure locale de la concentration du gaz de refroidissement. Le programme expérimental a en premier consisté en une étude préliminaire d'arrangements sophistiqués de - showerhead )> sur des modèles cylindriques testés dans un jet libre. Diverses configurations spécifiques de refroidissement par film tels que des schémas classiques de trous cylindriques mais aussi d'autres types tels que des trous évasés ont été comparées entre elles. Puis, une série principale de tests a été réalisée dans un stand linéaire, modifié en conséquence, sur une nouvelle géométrie d'aube. Les caractéristiques aérodynamiques et thermodynamiques de l'aube ont tout d'abord été déterminées, ceci dans une large gamme de conditions d'opérations. Les résultats obtenus de ces essais ont été vérifiés et validés par d'autres techniques de mesures ainsi que des simulations numériques. Parmi les différents paramètres des essais, deux aspects principaux concernant les conditions de similarités par rapport à la machine réelle ont été pris en considération: tout d'abord l'importance d'avoir une couche limite la plus représentative possible a bien été démontrée lors des essais, par contre concernant l'influence du nombre de Mach et du nombre de Reynolds sur les performances du refroidissement par film, aucune tendance générale marquée n'a été trouvée. Une étude systématique de quatre différentes configurations de refroidissement par film fut réalisée à savoir: des cas d'injection sur l'extrados et l'intrados soit avec des

7 trous cylindriques soit avec des trous formés, un schéma de bord d'attaque avec des fentes, ainsi qu'une configuration multi-rangées dite de << recouvrement total,. composée de types de trous variables sur l'intrados, le bord d'attaque et I'extrados. Cette étude a été traitée au point nominal d'opération de la cascade spécifiée par un nombre de Reynolds de 1.47 e6 et un nombre de Mach à la sortie de 0.88 ainsi qu'avec une injection du gaz de refroidissement au COn afin de respecter un rapport de densité des gaz proche de celle rencontrée dans la machine réelle. A partir des données expérimentales obtenues, les trous formés ont montré un léger meilleur effet de refroidissement sur l'intrados comparé aux trous cylindriques, bien que les différences soient tout de même assez faibles. Sur I'extrados, par contre, le refroidissement peut être considérablement amélioré avec des trous formés, un effet dû à la sortie du trou en forme de diffuseur permettant de réduire la quantité de mouvement du jet. Cet effet a pour conséquence de retarder le décollement du jet qui limite habituellement l'effet de refroidissement sur I'extrados lors des fortes injections. Un schéma <c showerhead >> basé sur des fentes permet d'obtenir un bon effet de refroidissement pour le bord d'attaque mais est susceptible d'augmenter considérablement le flux de chaleur plus en aval dû à une modification de la couche limite. La consommation de gaz de refroidissement de ces fentes testées était très élevée comparée aux configurations classiques de <c showerhead >> basées sur des trous cylindriques discrets. Un refroidissement par recouvrement total en utilisant des trous formés est un moyen d'optimiser les performances de la machine et de réduire la consommation du gaz de refroidissement. Cependant une analyse détaillée s'avère nécessaire afin d'obtenir l'effet maximum d'une interaction favorable entre les différentes rangées des trous de refroidissement. Une étude extensive fut faite, à I'aide d'une sonde de pression à 5 trous, sur la méthode de détermination des pertes aérodynamiques en présence de film de refroidissement. Dans la campagne de mesure précitée, une injection combinée sur I'intra et I'extrados a montré un accroissement des pertes de I'ordre de 30% pour les trous formés et de 15% pour les trous cylindrique. La configuration dite <c recouvrement total. a montré un accroissement des pertes de I'ordre de 10% environ. Une injection au bord d'attaque seul a montré une réduction des pertes de I'ordre de 15% par rapport au cas sans injection. Dans tous les cas, I'injection du fluide de refroidissement a aussi conduit à une réduction de l'angle de déviation de la cascade d'une valeur constante de I'ordre de 1,5". Ces résultats montrent que le film de refroidissement a un effet sur les performances aérodynamiques de la cascade, dont la tendance dépend cependant essentiellement de la configuration spécifique du type de trous de refroidissement. Des essais complémentaires de visualisation d'écoulement de I'injection d'un film sur une aube ont été réalisés à I'aide de la méthode Schlieren en couleur. Combinés avec des mesures de concentrations locales en aval de la cascade, ces derniers ont permis de mieux comprendre l'aspect physique du procédé de refroidissement par film.

8 TABLE OF CONTENTS 1. INTRODUCTION DESCRIPTION OF A FILM COOLING SITUATION FILM COOLING RESEARCH STATE OF THE ART ON SHAPED HOLES FOR FILM COOLING OBJECTIVE OF THE PRESENT WORK MEASUREMENT TECHNIQUES THE TRANSIENT LlQUlD CRYSTAL TECHNIQUE THIN FILM THERMOMETERS LASER-2-FOCUS ANEMOMETRY AERODYNAMIC 5-HOLE PROBE Con -CONCENTRATION MEASUREMENTS FLOW VISUALIZATION WITH THE SCHLIEREN TECHNIQUE CONCLUSIONS OF CHAPTER EXPERIMENTAL EQUIPMENT FREE JET TEST FACILITY Cylinder Instrumentation LINEAR CASCADE TEST FACILITY Instrumentation Coolant Gas Supply System Complementary Cascade Instrumentation CONCLUSION^ OF CHAPTER COOLING CONFIGURATIONS CYLINDER "AIRFOIL 1": PS&SS SINGLE-ROW INJECTION WITH CYLINDRICAL HOLES "AIRFOIL 2": PS&SS SINGLE-ROW INJECTION WITH SHAPED HOLES "AIRFOIL 3": SHOWERHEAD INJECTION WITH INCLINED SLOTS & CYL. HOLES "AIRFOIL 4: "FULL-COVERAGE" COOLING WITH VARIOUS HOLE TYPES EXPERIMENTAL RESULTS ON THE CYLINDER FREE JET: FLOW FIELD CHARACTERIZATION AND BASELINE HEAT TRANSFER CYLINDER: HEATTRANSFER AND FILM COOLING RESULTS Showerhead Configurations Using Discrete Holes (Mode1 1, 2, 3) Film Cooling Effectiveness Jet Lift-Off and Interaction of Cooling Rows Effect of MachIReynolds Number Showerhead Configuration with Slots (Mode14) Comparison of Overall Cooling Performance for al1 4 Cylinder Configurations CONCLUSIONS OF CHAPTER

9 6. EXPERIMENTAL RESULTS ON AIRFOIL LINEAR CASCADE: FLOW FIELD CHARACTERIZAT~ON Conclusions of Subsection BASELINE HEAT TRANSFER RESULTS Airfoil Characteristics Comparison with Other Methods Boundary Layer Triggering % 6.3. BASIC INVESTIGATIONS ON AIRFOIL FILM COOLING Influence of Mach & Reynolds Number on Film Cooling Effectiveness Influence of Boundary Layer State Conclusions of Subsection POTENTIAL IMPROVEMENT OF FILM COOLING PERFORMANCE WHEN USING SHAPED HOLES PS - Film Cooling: Cylindrical and Shaped Holes (Airfoil 1&2) SS - Film Cooling: Cylindrical and Shaped Holes (Airfoil 1&2) LE - Film Cooling: Showerhead Injection (Airfoil3) "Full Coverage" Film Cooling with Various Shaped Holes (Airfoil 4) Conclusions of Subsection AERODYNAMIC LOSS MEASUREMENTS WlTH FILM COOLING Overview Definitions Loss-Methodology Based on 5-Hole Pneumatic Probe Assessment of Coolant Concentration Profiles in Downstream Plane Systematic Loss investigations with Film Cooling Injection Conclusions of Subsection COLOR SCHLIEREN FLOW VISUALIZATION WITH FILM COOLING Film Cooling Injection at Subsonic Operating Conditions Film Cooling Injection ai Transonic Operation Conditions Tracking the Coolant Gas Through The Cascade Conclusions of Subsection GENERAL CONCLUSIONS REFERENCES APPENDIX A. BACKGROUND INFORMATION ON AERODYNAMIC LOSSES