Robust aero-thermal design of high pressure turbines at uncertain exit conditions of low-emission combustion systems

A key challenge in the development of novel, low-emission combustion systems in jet engines is the analysis of combustor turbine interaction. The exit conditions of the combustor are accounted for in the design of the first high pressure turbine stage in order to increase the efficiency of the system. Due to the extreme temperatures in jet engine combustors the knowledge of these conditions is subject to large uncertainties. The goal of this work is the development of a method to account for these uncertainties in design. This shall enable the development of robust components that do not fail if conditions deviate from the design point.

A major component of the method is a model that generates two-dimensional flow profiles of modern lean burn combustors based on a parameter set. These are used as boundary condition of a three dimensional flow simulation of the turbine. Stochastic deviations of the input parameters within the uncertainties can thus be accounted for. The developed process chain which couples parameters of turbine inlet conditions with performance parameters of the engine is analysed by means of statistical methods for uncertainty quantification. The model is able to reproduce both, conditions of a test rig as well as those in real engines, with sufficient accuracy.

Strong swirl at the combustor exit, which is characteristic for modern combustors, interacts with the first row of stator vanes of the turbine. Secondary flows in the vane passage, known from the literature, are influenced and additional structures are induced by the inlet swirl. By means of the developed process, a significant correlation between the circumferential position of the inlet swirl core and the radial position of the induced structures is identified. The relation transforms variations in the circumferential position of inlet swirl to variations in the local thermal load of the vanes and hub end wall and thus of the turbine's life time. Uncertainties in thermal efficiency result mainly from uncertainties in the position of hot streaks at turbine inlet.

Eine zentrale Herausforderung in der Entwicklung emissionsarmer, neuartiger Verbrennungssysteme in Flugtriebwerken ist die Analyse der Interaktion von Brennkammer und Turbine. Um den Wirkungsgrad des Gesamtsystems zu steigern, werden die Strömungsbedingungen am Austritt der Brennkammer in der Auslegung der ersten Hochdruckturbinenstufe berücksichtigt. Aufgrund der extremen Temperaturen in Triebwerksbrennkammern ist die Kenntnis dieser Bedingungen allerdings mit großen Unsicherheiten behaftet. Das Ziel der Dissertation ist die Entwicklung einer Methodik, mit deren Hilfe diese Unsicherheiten im Auslegungsprozess berücksichtigt werden können. Dies soll die Entwicklung robuster Komponenten ermöglichen, die nicht versagen, wenn vom Auslegungszustand abweichende Zustände eintreten.

Wesentlicher Bestandteil der Methodik ist ein Modell, das auf Basis eines Parametersatzes zweidimensionale Strömungsprofile erzeugt, die charakteristisch für moderne Magerbrennkammern sind. Diese werden einer dreidimensionalen Simulation der Strömung durch die Turbine als Randbedingung aufgeprägt. Stochastische Schwankungen der Eingangsparameter innerhalb der Unsicherheiten können somit berücksichtigt werden. Die entwickelte Prozesskette, die Parameter der Turbineneintrittsbedingungen mit Leistungsgrößen der Turbine verknüpft, wird mit Hilfe statistischer Verfahren zur Quantifizierung von Unsicherheiten analysiert. Das Modell kann sowohl die Bedingungen einer Prüfstandsumgebung als auch jene in realen Triebwerken hinreichend genau abbilden.

Starker Drall am Austritt, der charakteristisch für moderne Brennkammern ist, interagiert mit der ersten Statorschaufel der Turbine. Bekannte Sekundärströmungen in der Schaufelpassage werden beeinflusst und bisher unbekannte werden induziert. Mit Hilfe des entwickelten Prozesses kann ein signifikanter Zusammenhang zwischen der Umfangsposition des Drallkerns und der Radialposition der induzierten Strukturen identifiziert werden. Dieser verursacht Unsicherheiten in der thermalen Belastung der Schaufeln und der Nabenendwand und somit der Lebensdauer der Turbine. Unsicherheiten im thermischen Wirkungsgrad resultieren im Wesentlichen aus Unsicherheiten in der Position von Heißgassträhnen am Turbineneintritt.