Christian Landfester

• Facing the demands of the energy transition, gas turbines require continuous development to improve thermal efficiency. Since this can be achieved by further increasing the turbine inlet temperature, advanced cooling techniques are required to protect the highly loaded turbine components. This includes the first nozzle guide vane, which is located just downstream of the combustion chamber. Film cooling, i.e., injecting coolant into the hot-gas path, has been a cornerstone of turbine cooling. While the coolant film is typically supplied through discrete cooling holes, design-related gaps, e.g., the purge slot between the transition duct and the vane platform, can be utilized for injecting coolant. Since the coolant is drawn from the compressor, potentially offsetting thermal efficiency gains from increased turbine inlet temperatures, efficient use of the coolant is critical. In this context, experimental data obtained under engine-like flow conditions, i.e., matching the Mach and Reynolds numbers that are present in the engine, are indispensable for assessing the film cooling performance. Existing research on upstream slot injection has a blind spot, as all high-speed studies were conducted in linear cascades. This approach neglects, by principle, the influence of the radial pressure gradient that naturally occurs in swirling flows and potentially affects coolant propagation. Therefore, a high-speed annular sector cascade has been developed: It allows testing the film cooling performance and aerodynamic effects of coolant flows from various upstream slot configurations, not only at engine-like Mach and Reynolds numbers but also considering the radial pressure gradient. The cascade is equipped with nozzle guide vanes with contoured endwalls representing state-of-the-art turbine design. The results to be expected from the test rig are, therefore, of great relevance. The annular sector cascade is integrated into the existing high-speed turbine test facility at the Institute of Fluid Mechanics and Turbomachinery (University of Kaiserslautern-Landau), which was previously used for testing a linear cascade with the same nozzle guide vane design. It incorporates various measurement techniques such as five-hole probes, pressure-sensitive paint, and infrared thermography to investigate both the thermal and aerodynamic aspects of film cooling. This thesis provides a detailed description of the cascade development, starting from the aerodynamic design up to the structural implementation. It also includes the results of the previous measurements in the linear cascade, as they provided the basis for refining the measurement methods.
• Im Zuge der Energiewende müssen Gasturbinen fortwährend weiterentwickelt werden, um den thermischen Wirkungsgrad zu verbessern. Da dies durch eine weitere Erhöhung der Turbineneintrittstemperatur erreicht werden kann, sind fortschrittliche Kühltechniken erforderlich, um die hochbelasteten Turbinenkomponenten zu schützen. Dies schließt die erste Leitschaufelreihe ein, die sich unmittelbar stromabwärts der Brennkammer befindet. Die Filmkühlung, d.h. die Einleitung von Kühlluft in den Heißgaspfad, ist ein Eckpfeiler der Turbinenkühlung. Während der Kühlfilm in der Regel durch diskrete Kühlbohrungen zugeführt wird, können auch konstruktiv bedingte Spalten, z.B. der Spalt zwischen dem Übergangsstück und der Leitschaufelplattform, für die Einleitung von Kühlluft genutzt werden. Da diese aus dem Verdichter entnommen werden muss und somit den Effizienzgewinnen aus der Erhöhung der Turbineneintrittstemperaturen entgegensteht, ist eine effiziente Nutzung der Kühlluft von großer Bedeutung. Hierbei sind experimentelle Daten, die unter maschinenähnlichen Bedingungen, d.h. bei ähnlichen Mach- und Reynolds-Zahlen, gewonnen wurden für die Bewertung der Kühlleistung unerlässlich. Die bisherige Forschung zur Einleitung von Kühlluft aus stromaufwärts gelegenen Spalten weist einen blinden Fleck auf, da sämtliche Untersuchungen unter kompressiblen Strömungsbedingungen in linearen Kaskaden durchgeführt wurden. Dieser Ansatz vernachlässigt prinzipiell den Einfluss des radialen Druckgradienten, der in drallbehafteten Strömungen naturgemäß auftritt und die Kühlmittelausbreitung potenziell beeinflusst. Daher wurde eine gekrümmte Kaskade entwickelt, mit der die Kühlwirkung und die aerodynamischen Effekte von Kühlluftströmungen aus verschiedenen Spaltkonfigurationen nicht nur bei maschinenähnlichen Mach- und Reynoldszahlen, sondern auch unter Berücksichtigung des radialen Druckgradienten untersucht werden sollen. Die Kaskade ist mit konturierten Leitschaufeln ausgestattet, die dem neuesten Stand der Turbinentechnik entsprechen. Die zu erwartenden Ergebnisse des Prüfstandes sind daher von großer Relevanz. Die Kaskade wurde in den High-Speed-Turbinenprüfstand am Lehrstuhl für Strömungsmechanik und Strömungsmaschinen (RPTU Kaiserslautern-Landau) integriert, der zuvor für die Untersuchung einer linearen Kaskade mit identischem Leitschaufeldesign verwendet wurde. Die vorliegende Arbeit beschreibt die Entwicklung der gekrümmten Kaskade, beginnend mit der aerodynamischen Optimierung bis hin zur konstruktiven Umsetzung. Sie schließt auch die Ergebnisse der vorangegangenen Messungen an der linearen Kaskade ein, da sie die Grundlage für die Optimierung der Messmethoden bildeten.