Academic literature on the topic 'Turbines à gaz – Refroidissement'

L'audit de la maintenance permet de développer de nouvelles stratégies visant à augmenter le rendement des moyens de production au moindre coût. Dans ce travail, nous avons mené un audit de la maintenance à la Centrale Thermique Mohammadia de l'Office National de l'Electricité / service de maintenance des Turbines à Gaz (TAG). La méthodologie appliquée est basée sur un questionnaire qui couvre douze catégories et compte cent vingt questions liées aux fonctions spécifiques de la maintenance, pour obtenir l'état de la maintenance par section et l'état général de la maintenance de l'office. Les contributions de ce document sont liées au développement des remèdes et des améliorations pour garantir une meilleure gestion de la maintenance.

Nous avons cherché à quantifier expérimentalement les transferts convectifs en paroi provoqués par l'impact d'un ou de plusieurs jets. Pour ce faire, nous avons utilisé une technique basée sur l'emploi simultané d'un film chauffant et de la thermographie infrarouge. Cette technique permet d'imposer plusieurs flux à la paroi. Pour chacun de ces flux, la température de paroi est mesurée par thermographie infrarouge. Il est, dès lors, possible de calculer par régression linéaire la température adiabatique de paroi et le coefficient d'échange. Une validation a, dans un premier temps, été effectuée sur une configuration de jet unique en impact sur une paroi plane, pour plusieurs températures d'injection. Par la suite, la méthode a été appliquée aux études des influences de l'interaction entre les jets, de la présence d'un confinement et de la concavité de la paroi d'impact. Enfin, une configuration d'aube de turbine, simplifiée et agrandie, a été envisagée
We have tried to determine the convective heat transfer on a flat plate on which impinged either a single jet or several ones. To do so, the heat thin foil technique has been used jointly with infrared thermography. This technique permits to impose different heat fluxes. For each flux, a temperature distribution is recorded using a thermographic camera. Then, local heat transfer and adiabatic wall temperature are determined by means of a linear regression method. This technique has been validated using a single jet impinging on a flat plate with various injection temperatures. Then, it has been used to evaluate the influence of jets interactions, of confinement and of a concave impingement surface. Finally, a large scale model of a turbine blade has been studied

L'objet de cette thèse concerne le refroidissement par film des aubes de turbines. La simulation numérique nous a permis d'étudier dans le détail les phénomènes d'interaction entre écoulement principal et jets de refroidissement. A cet effet, les équations de bilan des écoulements tridimensionnels, compressibles et turbulents sont intégrées sur des maillages composés de sous-domaines structures. La première partie de ce travail présente la méthode numérique utilisée: schémas numériques, modélisation de la turbulence et des échanges pariétaux. On s'efforce dans une deuxième partie d'analyser le refroidissement par film en partant de la configuration la plus simple puis en intégrant progressivement l'ensemble des facteurs qui entrent en jeu dans les moteurs. On étudie en premier lieu l'interaction entre un jet unique et un écoulement sur une plaque plane. Ceci nous a permis d'analyser en détail la zone d'émission et de mettre en évidence les processus tourbillonnaires induits. Apres avoir précisé la notion de coefficient d'échange, on quantifie l'effet des différents paramètres sur l'efficacité de refroidissement. On aborde ensuite le cas ou une rangée d'évents contribue au refroidissement et on présente un modèle analytique qui décrit le phénomène d'induction tourbillonnaire. En vue d'étendre ce travail à des configurations plus réalistes on s'attache à décrire l'influence des effets inertiels sur le refroidissement. A ce titre, l'accélération de l'écoulement principal, la courbure de la paroi puis la rotation sont successivement étudiées. On s'intéresse enfin au refroidissement par film dans le cas du passage interaube. Ce dernier point a fait l'objet de comparaisons qui révèlent un bon accord entre la simulation numérique et les résultats expérimentaux. Notre conclusion s'exprime sous forme de bilan et de perspectives.

Les gains en performances des moteurs aéronautiques obtenus par l'élévation de la température d'entrée turbine requièrent une hausse de l'efficacité du refroidissement des aubes, assuré par l'écoulement d'air frais sous haute pression dans des circuits internes. La conception des aubes nécessite alors de disposer d'outils de prévision des échanges convectifs internes, fiables et aux temps de rendu courts. Cette thèse a été consacrée au développement de méthodologies de calcul RANS adaptées à cette problématique à partir de la plateforme de calcul CEDRE de l'Onera qui traite des maillages non structurés. La modélisation des tensions de Reynolds et des flux turbulents d'enthalpie dans les zones dites haut et bas-Reynolds a été étudiée. On s'est notamment intéressé aux approches récentes offrant les meilleures perspectives de rapport qualité/coûts. Ainsi, des modèles à équations de transport reposant sur une viscosité turbulente, des modèles explicites algébriques d'ordre 2 et des lois de paroi numériques ont été évalués sur leurs capacités à rendre compte des effets de la rotation ou de la courbure des écoulements sur l'anisotropie de la turbulence et des conséquences de ces effets sur les échanges convectifs. La validation de ces modèles s'est basée sur les données des bancs d'essai MERCI et BATHIRE de l'Onera et celles issues du projet européen ERICKA. Des résultats prometteurs ont été obtenus avec un modèle aux tensions de Reynolds explicite algébrique et un modèle de flux turbulents d'enthalpie basé sur une hypothèse de Gradient-Diffusion généralisé. Enfin, la méthodologie développée a été appliquée avec succès sur un cas d'aube réelle du motoriste Snecma
The increase in gas turbine performance based on a turbine entry temperature rise requires the improvement of the blade cooling efficiency. Blades are cooled by internal convection thanks to the injection of high-pressure unburnt air into cooling channels. Therefore fast and reliable numerical tools are able to predict internal convective heat transfers are needed for the design of turbine blades. The goal of the present work was to develop methodologies for RANS simulations able to achieve such predictions. The software platform of Onera called CEDRE, which is designed for unstructured meshes, has been used. Focus was on the modeling of the Reynolds stress tensor and the enthalpy turbulent fluxes for both high-Reynolds and near-wall areas. Meshing strategy was also considered. Greater emphasis was placed on the approaches that could yield the best quality/cost ratio. For that reason one-equation turbulence models based on eddy viscosity, explicit algebraic Reynolds stress models and advanced wall laws have been evaluated on their ability to reproduce the effects of rotation and flow curvature on turbulence anisotropy, and on the consequences of these effects on convective heat transfers. Validations were carried out by comparison with the experimental data obtained both on the MERCI and BATHIRE test rigs of Onera and in the framework of the european project ERICKA. Promising results were obtained with an explicit algebraic Reynolds stress model for turbulent momentum fluxes and a model based on a generalized gradient-diffusion hypothesis for turbulent enthalpy fluxes. The obtained methodology was successfully applied to a real blade configuration from Snecma

L'objectif de cette thèse est de concevoir et tester un dispositif qui permet d'intensifier le flux évacué par une double-paroi de chambre de combustion à faibles émissions polluantes. L'étude bibliographique a conduit à retenir le principe d'ailettes plissées en quinconce (Offset Strip Fins). Trois double-paroi OSF ont été testées sur un banc aérothermique au moyen d'analyseurs de gaz pour le calcul des coefficients de débit, capteurs de pression, thermocouples et thermographie infrarouge. Nous avons également réalisé des mesures de vitesses par vélocimétrie laser sur une maquette OSF à échelle 40. Un modèle simplifié 1D de calcul ou de dépouillement d'essais a été écrit. La confrontation entre résultats d'essais et calculs 1D et/ou 3D Fluent RANS a permis d'évaluer la corrélation de Manglik & Bergles portant sur les pertes de charge et le coefficient de convection d'échangeurs à ailettes OSF. Une méthodologie spécifique de dépouillement a été construite et une corrélation écrite
The objective of this thesis is the conception and testing of a device which promotes the heat flux of a double-wall for low emissions combustion systems. The literature study prevailed the use of Offset Strip Fins (OSF) as heat flux promoter. Three double-wall with OSF have been tested in a combustion test cell equipped with: gas analysers, for calculating discharge coefficients, pressure sensors, thermocouples, and infrared thermometry. Velocity measurements on a 40 scale OSF also have been obtained by using Laser Doppler Anemometry. A simplified 1D model, capable of calculating temperatures profiles or analysing the experiments, is presented. The comparisons between the experimental results and the 1D / 3D RANS Fluent calculations permitted the evaluation of the Manglik & Bergles correlations concerning the pressure drop and the heat transfer coefficient of heat exchangers of the type OSF. After presenting the specific methodology of analysis a new correlation is derived

Le refroidissement par film froid des aubes des turbines aéronautiques d’avion est utilisé depuis quelques décennies pour augmenter la température d'entrée de la turbine (TIT) et ainsi augmenter la poussée, et également pour prolonger la durée de vie de l'aube de turbine. Les normes d'émission strictes des polluants encouragent l'amélioration de l'efficacité globale de la turbine et donc l’optimisation du processus de refroidissement par film. C’est une technique par convection forcée dans laquelle un jet froid est injecté à travers des trous discrets à la surface de l'aube de turbine de manière à former une couche d'air frais sur la surface de l'aube protégeant efficacement l'aube des flux à très haute température résultant de la combustion. Ce principe peut être étudié académiquement comme un jet débouchant dans un écoulement transverse. Cet écoulement est très complexe parce que de nombreuses structures cohérentes turbulentes se développent et interagissent les unes avec les autres. L'un des systèmes de tourbillons les plus importants est la paire de tourbillons contra-rotatifs (CRVP) résultant des contraintes de cisaillement qui se développent dans la couche de mélange supérieure entre le jet débouchant et le jet principal. La courbure du jet débouchant le long de la direction du flux transversal intensifie le développement du CRVP qui augmente ainsi le mélange entre les deux écoulements, ce qui réduit l'efficacité du film de refroidissement. Par conséquent, dans cette étude, une organisation spatiale de trous auxiliaires est étudiée expérimentalement et numériquement pour réduire l'intensité de l’influence du CRVP, ce qui contribue finalement à augmenter l'efficacité du refroidissement du film adiabatique. Les trous auxiliaires, placés en amont du trou principal, permettent de réduire l'intensité du CRVP issu du trou principal du fait de la diminution des contraintes de cisaillement subies par le jet issu du trou principal. Dans cette thèse, une méthode numérique basée sur des simulations RANS utilisant le modèle de turbulence k-ω SST a été utilisée pour optimiser l’organisation spatiale des trous auxiliaires et pour avoir une compréhension préliminaire de ces interactions de structures cohérentes. Une étude détaillée de la structure instationnaire de l'écoulement a également été réalisée à l'aide de la simulation aux grandes échelles L.E.S. Pour étudier expérimentalement les champs de température dans le fluide, une métrologie de mesure de température a été spécialement développée : la thermométrie utilisant le rapport d’intensités spectrales d’émission de phosphorescence du ZnO à l’aide d’une seule caméra intensifiée. Cette technique permet la mesure de la température instantanée et moyenne de manière non intrusive. Une analyse détaillée des propriétés d'émission du luminophore ZnO excitée par un laser à 266 nm est décrite. Une procédure d'étalonnage a été développée et testée dans une cavité Rayleigh-Bénard remplie d’eau. Ensuite, cette procédure a été mise en œuvre sur le nouveau banc d'essai BATH pour étudier expérimentalement le film de refroidissement dimensionné par la simulation RANS pour trois taux de soufflage. L'analyse des résultats expérimentaux et numériques aide à identifier les structures cohérentes clés, conduisant à une meilleure compréhension des phénomènes physiques mis en jeu et à appréhender l'augmentation de l'efficacité de refroidissement du film dans le système de trous auxiliaires par rapport à un trou cylindrique simple classique
Film cooling of aircraft gas turbine blades has been in use since a few decades now to improve the Turbine Inlet Temperature (TIT) and to extend the lifetime of the turbine blade. Additionally, stringent emission norms stipulate the improvement of overall efficiency of the gas turbine engine and hence the need to improve film cooling process. Film cooling is a technique where a cold jet is injected through discrete holes on the surface of the turbine blade, so as to form a layer of cool air over the surface of the blade, effectively protecting the blade from high temperature crossflows arising from the combustion chamber. This problem can be viewed as a Jet In Cross-Flow (JICF) phenomena where the interaction of the crossflow with a jet injected perpendicular or at an angle creates a system of vortices. One of the most important vortex systems in this arrangement is the Counter Rotating Vortex Pair arising from the shear forces at the sides of the ejecting jet with the crossflow primarily. The bending of the jet along the direction of the crossflow promotes the CRVP to ingest hot crossflow into the jet stream which reduces the effectiveness of the film cooling system. Hence, in this study, an auxiliary hole system is studied experimentally and numerically to reduce the intensity and the height of the CRVP which eventually helps in an augmented adiabatic film cooling effectiveness. The auxiliary holes placed upstream of the main film cooling hole reduces the intensity of the main hole CRVP due to the reduction in the shear forces experienced by the jet emanating from the main hole. In this thesis numerical analysis through RANS study using k-ω SST turbulence model to have a preliminary understanding of the auxiliary hole system and a detailed understanding of the flow structure using Large Eddy Simulation are performed. The highlight of this work is the development of single camera phosphor thermometry using the spectral intensity ratio method. This technique allows the measurement of the instantaneous and mean flow temperature non-intrusively. A detailed analysis of the emission properties of ZnO phosphor upon excitation by a 266nm laser is described. A calibration procedure for the intensity ratio method is defined and it is tested using a Rayleigh-Bénard natural convection process. This phosphor thermometry procedure with the validated code is implemented on the new BATH test Rig to study film cooling arrangements. Three different configurations are tested for their aero-thermal characteristics at penetration blowing ratio regime. Analysis of the experimental and numerical results help in identifying key vortex structures, leading to the better understanding of reasons for the augmentation of film cooling effectiveness in the auxiliary hole system compared to a classical simple cylindrical hole

L’étude présentée dans cette thèse relève de la mécanique des fluides expérimentale et numérique appliquée aux écoulements pariétaux de refroidissement de chambres de combustion aéronautiques. En présence de phénomènes thermo-acoustiques, comme les instabilités de combustion, il est important d’évaluer si les capacités de l’écoulement pariétal à protéger les parois de chambre restent suffisantes. C’est ainsi que nous nous sommes intéressés aux écoulements de paroi multiperforée soumis à une excitation acoustique. Dans ce but, le banc d’essais MAVERIC a été amélioré grâce à l’installation d’un système qui permet de forcer acoustiquement l’écoulement transverse dans lequel les jets pariétaux débouchent. Nous avons pu alors mettre en évidence la forte sensibilité de ce type d’écoulements à l’excitation acoustique. Le bon accord entre les résultats expérimentaux et les simulations numériques aux grandes échelles (LES) effectuées est très encourageant dans le cas d’un forçage par onde stationnaire. Le forçage par onde progressive, étudié uniquement par simulations numériques, s’est révélé être capable de modifier significativement la topologie de l’écoulement. Enfin, à partir de l’outil numérique AVBP-AVTP qui permet le couplage de calculs fluide-solide, nous avons réalisé une étude de l’influence de la présence d’une excitation acoustique sur le comportement thermique de l’écoulement autour d’une paroi multiperforée de chambre de combustion
This experimental and numerical study in the field of fluid mechanics deals with jets-in cross flow configurations that are relevant for the cooling of aero engine combustion chambers. Indeed, in presence of instabilities it is important to determine to which extent the film cooling is able to do its job of preserving the combustion chamber walls from the thermal load. The test facility MAVERIC has been upgraded in order to acoustically force the crossflow in which the jets are discharging. The strong sensitivity of the overall flow unsteady properties to the presence of the acoustic forcing has been clearly evidenced. The agreement between the experimental results and large-eddy simulations proved to be quite encouraging for a stationary acoustic wave whereas the case of a propagating acoustic wave investigated only numerically reveals also quite a significant change of the flow topology. In this context, the effect of the acoustic forcing on the wall thermal behavior has been analyzed thanks to the use of the fluid-solid coupled AVBP-AVTP solver

Les prédictions théoriques de refroidissement du gaz intra-amas depuis des températures de 10^7 K jusqu'à une phase très froide n'ont jamais été prouvées directement. L'apport des satellites Chandra et XMM-Newton a permis de mieux sonder le centre de certaines de ces grandes structures, où le courant de refroidissement a lieu. Un problème majeur est la question du devenir du gaz refroidi. Le travail présenté ici est la détection de gaz moléculaire au centre de plusieurs amas de galaxies, obtenues avec le télescope de 30m de l'IRAM. Ces détections vont dans le sens d'une possible identification du composant froid directement issu du courant de refroidissement. La quantité de gaz moléculaire estimée reste toutefois encore inférieure à ce que prévoient les taux de déposition de masse déduits de l'émission du gaz chaud. Afin de mieux comprendre l'origine de ce composant froid, une étude plus précise d'un amas particulier : Abell 1795 a été menée. L'analyse spectrale des données X du satellite Chandra a permis de dériver des propriétés importantes du gaz chaud (température, abondance, colonne densité, taux de déposition de masse). Pour comprendre le lien entre le gaz moléculaire et le courant de refroidissement, des observations en CO(1-0) et CO(2-1) d'Abell 1795 ont été menées avec l'interféromètre du Plateau de Bure (IRAM). La morphologie et la dynamique du gaz froid sont apparemment associées à celles des composants plus chauds. Ces observations sont donc compatibles avec un refroidissement du gaz jusqu'à très basse température, fournissant un réservoir de matière disponible pour nourrir la formation stellaire effectivement active au centre de l'amas. De nouvelles contraintes observationnelles sont maintenant envisagées (Plateau de Bure, VLT) sur un plus large échantillon pour tenter de comprendre plus clairement la place du gaz moléculaire, dans un scénario de courant de refroidissement où les processus de réchauffement sont certainement actifs.

The current master's thesis presents the development of a new temperature sensing technology for gas turbine components.The proposed sensor array allows real time simultaneous measurements of temperature at multiple locations, using only two communication leads. Frequency modulation is used to multiplex the signals of more than ten temperature sensors through common wires. At every point of reading, silicon carbide (SiC) microelectronic oscillators generate the required waveforms, at frequencies that are temperature dependent. Those oscillators are fed with a common DC power source, and add their signals together by current addition into the power supply leads.The multiplexed signal can be recorded using only one acquisition channel, and be analyzed in the frequency domain to deduce temperatures.The resulting sensor array can be seen as a temperature sensitive wire, including two leads, and multiple integrated microscopic oscillators. It is compact, and alleviates the problem of lead routing, which is especially cumbersome in small business or regional aircraft engines. SiC microelectronics promising to be operable at temperatures above 700[degrés Celcius], the proposed sensor array could be used inside cooled turbine airfoils and shrouds, in moderate testing and flight cruising conditions, or in compressor components. It offers new possibilities in ground testing, vehicle health monitoring, and engine control. Validation tests were conducted using macroscopic high temperature oscillator prototypes. Two oscillators were built using high temperature discrete components, and were tested in an oven up to 180[degrés Celcius].The results of those tests are presented in this thesis.