Date of Award

10-2025

Document Type

Dissertation

Degree Name

Doctor of Philosophy in Mechanical Engineering

Department

Mechanical and Aerospace Engineering

First Advisor

Dr. Mahmoud Elgendi

Second Advisor

Prof. Emad Elnajjar

Abstract

Gas turbine blades operate in extreme environments, exposed directly to high-temperature combustion gases that cause severe thermal stresses, weaken material integrity, and may lead to structural failure. Proper cooling is crucial to lower blade temperatures, reduce thermal stresses, prevent failure, and improve overall engine efficiency. This work presents a detailed numerical study of various cooling configurations by applying two advanced leading-edge cooling methods, jet impingement and swirl cooling, across different inlet mass flow rates and jet Reynolds numbers (Rej) ranging from 1,000 to 20,000 to evaluate their cooling performance.

Several advanced leading-edge cooling configurations are proposed and compared with the conventional single-outlet design. A multiple outlets impingement configuration with a return channel addresses the limitations of the single outlet approach by reducing jet interference, improving flow distribution, and enhancing both heat transfer and overall cooling effectiveness. The maximum surface temperature decreases from 345 K and 460 K (single outlet) to 338 K and 425 K (multiple outlets) at Rej = 10.47×10³ and 1.047×10³, respectively. At Rej = 10.47×10³, the maximum Nusselt number (Nu) on the surface with multiple outlets exceeds that of the single outlet case by 56% near the center of the leading edge, 44% in the mid-downstream region, and 28% near the top region.

To address practical installation considerations, the investigation also examines how inlet adapters in leading-edge configurations impact cooling performance. Two inlet designs, one with a rectangular entrance without an adapter and the other similar one with an adapter, are evaluated under identical conditions. The circular adapter, while beneficial for alignment and sealing, causes uneven local heat transfer and broadens the distribution of Nu, whereas the rectangular inlet provides more uniform cooling. With the adapter, only 4–5% of the total mass flow enters the first jet at the start of the leading edge, while 12–13% enters the next jet at both Rej. Additionally, at Rej = 1.047×10⁴, the adapter increases the maximum surface temperature by 7% (from 339.5 K to 364 K) and decreases the maximum and average Nu by 1.6% and 1%, respectively. The inlet adapter study further examines how tapered and straight impingement jet geometries affect mass flow distribution, heat transfer, and internal flow behavior. The findings show that tapering has a more substantial impact at lower Rej, where it improves upstream jet utilization and local heat transfer by enhancing flow attachment. At Rej = 5×10³, the tapered configuration allowed 6.4% and 15% of the total mass flow through the first two jets, compared to 5.9% and 13.5% in the straight configuration, and achieved a 6.5% higher peak Nu for the tapered jet. These differences decrease at Rej = 10 × 10³, where both geometries demonstrate nearly identical results, indicating that tapering's effect is less significant at higher flow momentum. The results highlight the importance of optimizing adapter configurations, with recommended angles between 10° and 20°, for effective momentum diffusion and uniform flow distribution. This novel target-based optimization concept, analogous to a targeted therapy approach, is introduced to enhance leading-edge cooling by adaptively modifying only the geometrically affected regions identified through flow and heat transfer analysis.

Building on these findings, the study demonstrates the advantages of multiple outlets with swirl cooling and evaluates their thermal performance. The research further extends the concept of multiple outlets to three swirl jet configurations: inline, staggered, and inline with separation walls. Results show that the first outlet is highly sensitive to geometry, with the staggered configuration reducing flow by up to 35.8% compared to the inline configuration. In contrast, the walled configuration increases flow by up to 50% relative to the inline configuration without walls. Meanwhile, the last outlet experiences almost no change in the staggered case but decreases by 16.4% in the walled case at Rej = 5×10³. At Rej = 20×10³, the increase is significant (23.71% in staggered, 4% in walled). These patterns suggest that staggered jets redistribute coolant toward the far downstream outlet, while the walls redirect the flow to maintain balance across the outlets.

These findings provide clear design guidelines for next-generation turbine blade leading-edge cooling, highlighting the benefits of multiple outlets configurations and optimized inlet geometries for enhanced durability and fuel efficiency in high-performance gas turbines.

Arabic Abstract

تبريد الاصطدام النفاث والدوامات/الدوامات لتكوينات هندسية مختلفة للمدخل والمخرج لتبريد الحافة الأمامية لشفرة التوربين

تعمل شفرات توربينات الغاز في بيئات قاسية، حيث تتعرض مباشرةً لغازات احتراق عالية الحرارة تُسبب إجهادات حرارية شديدة، وتُضعف سلامة المواد، وقد تؤدي إلى عطل هيكلي. يُعد التبريد المناسب أمرًا بالغ الأهمية لخفض درجات حرارة الشفرات، وتقليل الإجهادات الحرارية، ومنع الأعطال، وتحسين الكفاءة الكلية للمحرك. يُقدم هذا العمل دراسة رقمية مُفصلة لتكوينات تبريد مُختلفة من خلال تطبيق طريقتين مُتطورتين رائدتين في مجال التبريد، وهما التبريد بالصدمات النفاثة والتبريد الدوامي، عبر مُعدلات تدفق كتلة مدخل مُختلفة وأرقام رينولدز للنفاثة تتراوح بين 1000 و20000 لتقييم أداء التبريد.

تم اقتراح العديد من تكوينات التبريد المتقدمة ذات الحافة الأمامية ومقارنتها بتصميم المخرج الواحد التقليدي. يعالج تكوين الاصطدام متعدد المنافذ مع قناة إرجاع قيود نهج المخرج الواحد من خلال تقليل تداخل النفث، وتحسين توزيع التدفق، وتعزيز كل من نقل الحرارة وفعالية التبريد الكلية. تنخفض درجة حرارة السطح القصوى من 345 كلفن و460 كلفن (مخرج واحد) إلى 338 كلفن و425 كلفن (منافذ متعددة) عند Rej = 10.47×10³ و1.047×10³ على التوالي. عند Rej = 10.47×10³، يتجاوز رقم نوسلت الأقصى على السطح مع المنافذ المتعددة رقمه في حالة المخرج الواحد بنسبة 56% بالقرب من مركز الحافة الأمامية، و44% في منطقة منتصف المصب، و28% بالقرب من المنطقة العلوية.

ولمعالجة اعتبارات التركيب العملي، يدرس البحث أيضًا تأثير محولات المدخل على أداء التبريد. تم اختبار تصميمين للمدخل، مدخل مستطيل بدون مُحول ومدخل دائري مزود بمُحول، في ظروف متطابقة. يُؤدي المُحول الدائري، على الرغم من كفاءته في المحاذاة والعزل، إلى انتقال حرارة موضعي غير متساوٍ وتوزيع أوسع لأرقام نوسلت، بينما يضمن المدخل المستطيل تبريدًا أكثر انتظامًا. مع المُحول، يدخل 4-5% فقط من إجمالي تدفق الكتلة إلى المنطقة الأولى من الحافة الأمامية، بينما يدخل 12-13% إلى المنطقة التالية عند كلٍّ من Rej. عند Rej = 1.047×10⁴، يرفع المُحول درجة حرارة السطح القصوى بنسبة 7% (من 339.5 كلفن إلى 364 كلفن)، ويُخفّض أرقام نوسلت القصوى والمتوسطة بنسبة 1.6% و1% على التوالي.

بناءً على هذه النتائج، توضح الدراسة مزايا المنافذ المتعددة مع التبريد الدوامي من خلال مقارنة تكوينات المنافذ المضمنة والمتدرجة وتقييم أدائها الحراري مقابل التكوين الأساسي. ويوسع البحث مفهوم المنافذ المتعددة ليشمل ثلاثة تكوينات لنفث الدوامة، أي المضمنة والمتدرجة والمتدرجة مع جدران الفصل، والتي تم فحصها عدديًا عبر Rej = 5×10³ و10×10³ و20×10³، لتقليل التدفق المتقاطع وتحسين التبريد. تُظهر النتائج أن المخرج الأول حساس للغاية للهندسة، حيث يقلل التكوين المتدرج التدفق بنسبة تصل إلى 35.8% مقارنة بالتكوين المضمن. في المقابل، يزيد التكوين المسور التدفق بنسبة تصل إلى 50% بالنسبة للتكوين المضمن بدون جدران. وفي الوقت نفسه، لا يواجه المخرج الأخير أي تغيير تقريبًا في الحالة المتدرجة ولكنه ينخفض بنسبة 16.4% في الحالة المسورة عند Rej = 5×10³. عند قيمة Rej أعلى = 20×10³، تكون الزيادة ملحوظة (23.71% في التوربينات المتدرجة، و4% في التوربينات ذات الجدران). تشير هذه الأنماط إلى أن النفاثات المتدرجة تُعيد توزيع سائل التبريد نحو المخرج البعيد، بينما تُعيد الجدران توجيه التدفق للحفاظ على توازنه عبر المنافذ. تُقدم هذه النتائج إرشادات تصميمية واضحة للجيل القادم من تبريد الحافة الأمامية لشفرات التوربينات، مُسلّطةً الضوء على فوائد تكوين المنافذ المتعددة وهندسة المدخل المُحسّنة لتعزيز المتانة وكفاءة استهلاك الوقود في توربينات الغاز عالية الأداء.

Download

Share

COinS