TU Darmstadt / ULB / tuprints

Auswirkungen der Magerverbrennung auf die Turbinenaerodynamik

Pyliouras, Stavros :
Auswirkungen der Magerverbrennung auf die Turbinenaerodynamik.
TU Darmstadt, Fachbereich Maschinenbau, Darmstadt, Deutschland
[Ph.D. Thesis], (2011)

[img]
Preview
PDF
Dissertation_Pyliouras.pdf
Available under Simple publication rights for ULB.

Download (17Mb) | Preview
Item Type: Ph.D. Thesis
Title: Auswirkungen der Magerverbrennung auf die Turbinenaerodynamik
Language: German
Abstract:

Ein vielversprechendes Verbrennungskonzept, um den zukünftig sich verschärfenden NOx-Emissionen zu begegnen, ist die mager-vorgemischte Verbrennung, welche zu einer starken Verdrallung der Luft führt. Der Einfluss der starken Verdrallung auf die Aerodynamik der ersten Turbinenstufe wird in der vorliegenden Arbeit untersucht. Die Untersuchungen werden an der realen Flugtriebwerksgeometrie E3E Core 3/2 durchgeführt, welche ein Technologieträger zur Magerverbrennung der Firma Rolls-Royce Deutschland (RRD) ist. Die Analysen erfolgen mit Hilfe von instationären, numerischen Simulationen. Verwendet wird dabei das Programm Hydra von RRD. Das numerische Modell umfasst die erste Turbinenstufe. Der Einfluss des Brennkammerdralls wird über die numerische Eintrittsrandbedingung erfasst. Der Einfluss der inhomogenen Eintrittsrandbedingung wird quantitativ, in punkto Wirkungsgrad, thermischer Belastung und Schaufelauftriebsbeiwert analysiert. Die qualitativen Untersuchungen umfassen die Sekundärströmungssysteme, die instationären Effekte und die Kopplung des thermischen mit dem aerodynamischen Anteil der inhomogenen Eintrittsrandbedingung. Zu den untersuchten Parametern gehören die Sperrluft und der Brennkammerdrall, wobei für den Drall zusätzlich die Drallrichtung und die Ausrichtung in Umfangsrichtung variiert werden. Um zu prüfen, ob bei Prüfstandsbedingungen vergleichbare Ergebnisse zu beobachten sind, wird die verdrallte Eintrittsrandbedingung auf Prüfstandsbedingungen runterskaliert, um Sie auch auf die institutseigene 1,5-stufige Versuchsturbine anzuwenden. Die Ergebnisse des Stufenwirkungsgrades zeigen erhebliche Einbußen: Während die Berücksichtigung der nabenseitigen Sperrluft vor der Rotorreihe zu einem Wirkungsgradabfall in Höhe von 0,43% führt, erzeugt die verdrallte Zuströmung einen weiteren Wirkungsgradabfall in Höhe von 1,47%. Es kann eine Abhängigkeit des Wirkungsgrades von der Ausrichtung des Drallzentrums in Umfangrichtung festegestellt werden. Eine Ausrichtung des Drallzentrums auf die Statorvorderkante führt zu einem frühen Zerfall der großen Drallstruktur, welche sich bei der Ausrichtung auf die Passagenmitte bis zur Rotorreihe hält und eine Wirkungsgradabsenkung von zusätzlich 0,4% bis 0,9% hervorruft. Dieses Optimierungspotential eröffnet sich nur dann, wenn das Verhältnis von Drallerzeugern zu Statoren günstig ist, z.B. wie 1:2. Nur dann trifft jedes Drallzentrum über den Umfang betrachtet stets auf die gleiche Stator-relative Position. Die Berücksichtigung der inhomogenen Totaltemperaturverteilung am Eintritt führt zu einer ungleichförmigen Verteilung der Wandtemperatur für die erste Statorreihe mit bis zu 400K Temperaturunterschieden. Zudem muss bei der Auslegung des Kühlkonzeptes des Rotors die Umverteilung der Heißgassträhnen aufgrund der Statorumströmung berücksichtigt werden. Im Rahmen der Arbeit wird eine neue Auswertemethode angewendet, um Ergebnisse auf Ihre Sekundärströmungssysteme zu untersuchen. Dabei ist stets die Übertragbarkeit der Ergebnisse zwischen Prüfstands- und realer Triebwerksgeometrie gegeben. Bei Hinzunahme der verdrallten Eintrittsbedingung bilden sich die Hufeisenwirbel nicht mehr aus, womit auch der Entstehungsmechanismus des Passagenwirbels wegfällt. Dies stellt die Auslegungsmethode der konturierten Endwände in Frage, wenn diese die verdrallte Zuströmung nicht berücksichtigen. Verglichen zu den Erkenntnissen der Literaturrecherche zum Thema der Brennkammer-Turbine Interaktion können durch Erhöhung des Detaillierungsgrades der numerischen Modellierung zusätzliche Erkenntnisse gewonnen werden. Bisherige Forschungsarbeiten beschränken sich meist auf die inhomogene Temperaturverteilung am Eintritt. Diese Arbeit zeigt, dass die stark verdrallte Zuströmung der Turbine bei der Auslegung berücksichtigt werden muss. Neu ist zudem die Betrachtung des Rotors und der Sperrluft-Hauptstrom Interaktion im Zusammenhang mit der inhomogenen Brennkammeraustrittsbedingung.

Alternative Abstract:
Alternative AbstractLanguage
A very promising combustion concept to cope with future restrictions on NOx emissions is the lean burn partially premixed combustion which leads to a strong swirled turbine inlet flow. The influence of the combustor exit swirl on the turbine aerodynamics of the first stage is investigated. The investigations are carried out on the real engine geometry - the E3E core 3/2 – a research project by Rolls-Royce Deutschland (RRD) on lean combustion. Calculations are conducted by means of the CFD code Hydra (code from RRD). The numerical model contains the entire first turbine stage. The influence of the combustor swirl is captured via the numerical boundary condition. The influence of the inhomogeneous inlet boundary condition is analysed on the one hand quantitatively with focus on efficiency, thermal load and blade force and on the other hand qualitatively with focus on the secondary flow vortices, unsteady effects and the coupling of thermal and aerodynamic part of the inhomogeneous inlet boundary condition. The flow phenomena which are investigated are the hub seal flow and the combustor swirl. Parameters of the combustor swirl are the direction of rotation and the clocking position. The swirled inlet boundary condition is scaled to test rig conditions to check for the transferability between test rig and real engine geometry. Therefore a 1.5-stage test rig geometry was used. The results of the stage efficiency show a significant impact. While the consideration of the hub seal flow between the stator and the rotor leads to a efficiency delta of 0.43% the combustor exit flow decreases the stage efficiency by a delta of further 1.47%. A dependency of the stage efficiency on the clocking position of the combustor swirl can be observed. The circumferential clocking of the swirl aligned with the centre of the stator leading edge leads to an early breakup of the combustor swirl. Instead, clocking at the centre of the stator passage leads to the propagation of the swirl through the stator passage until the rotor causing a stage efficiency delta of additional 0.4 to 0.9%. This optimisation potential depends on the combustor stator count. Only if the combustor stator count is e.g. 1:2 each combustor swirl centre hits each stator over the circumference on the same stator relative position. The consideration of the inhomogeneous inlet total temperature distribution leads to a non-uniform wall temperature distribution of the first stator row with +/-400K delta compared to the average. This leads to higher cooling air consumption in the hot streak areas on the one hand and a waste of cooling air in the areas with “cold” air on the other hand. In this thesis a new method is presented that visualises the secondary flow vortices. By means of this visualisation technique the influence of the inlet combustor swirl on the secondary flow mechanisms is shown. The combustor swirl suppresses the occurrence of the horse shoe vortices which consequently leads to the suppression of the passage flow vortex. This puts the design philosophy of the contoured end walls into question in case the swirled inflow is not considered during the development. The transferability of the results between the real engine geometry and the test rig geometry is granted. Compared to the published results of the literature, additional insight is granted by taking into account the combustor swirl at the inlet of the numerical model of the turbine. Up to now, published results on combustor-turbine interaction were mostly restricted to the inhomogeneous temperature distribution at the turbine inlet. The results of this thesis show that it pays out to consider the two dimensional character of the combustor swirl during the design phase.English
Place of Publication: Darmstadt, Deutschland
Collation: XIV, 165 S.
Alternative keywords:
Alternative keywordsLanguage
Gasturbine Flugantrieb Brennkammer Magerverbrennung Turbine Interaktion CFD Aerodynamik Hydra Rolls-Royce DeutschlandGerman
gas turbine aero propulsion combustor LPP turbine interaction CFD aerodynamics Hydra Rolls-Royce DeutschlandEnglish
Classification DDC: 600 Technik, Medizin, angewandte Wissenschaften > 620 Ingenieurwissenschaften
Divisions: Fachbereich Maschinenbau > Gasturbinen, Luft- und Raumfahrtantriebe
Date Deposited: 19 Sep 2011 09:26
Last Modified: 07 Dec 2012 12:00
URN: urn:nbn:de:tuda-tuprints-27425
License: Simple publication rights for ULB
Referees: Schiffer, Prof. Dr.- Heinz-Peter and Sadiki, Prof. Dr. Amsini
Refereed: 5 July 2011
URI: http://tuprints.ulb.tu-darmstadt.de/id/eprint/2742
Export:

Actions (login required)

View Item View Item