Evaluation of aerodynamic coefficients of high temperature gas turbine cascade of cooled blade

يتناول البحث الحالي إجراء تقديم حسابي للقوى الأيرودينامية لصنف من خمسة ريش توربينية خطية مبردة إن الشكل الهندسي للريشة يماثل ريش دوار توربين غازي ذي ضغط عالي للمحرك الحربي التوربيني النفاث-F-100-Pw-220. إن منصة الفحص لصنيف ريش الترباين تم تصميمها و بناءها و تدريجها إجراء الجانب العملي لنفس ظروف الجريان المستخدمة في الحل الحسابي لإثبات صلاحية الحل الحسابي. لقد بينت المحاكاة الحسابية توافق مقبول مع الجانب العملي. كما تبين أن إضافة هواء التبريد إلى النموذج يزيد قيم معاملات الرفع و الكبح بشكل طفيف. كذلك تم تقييم توزيع العدد المناخي خارج الطبقة المتاخمة على جانبي ريش صف الريش و تم مقارنتها مع النتائج الحسابية المستحصلة من البرنامج المعروف(Fine \ Turbo) CFD code لريش مماثلة لمرحلة دوار محرك توربيني غازي موجود. إن النتائج الحسابية المستخلصة لحالتي الريش بدون تبريد و بوجود التبريد على كلا الجانبين الريش بينت أن سلوك توزيع العدد الماخي لحالتي صف الريش و مرحلة الدوار كانت متقاربة بشكل جيد و إن توزيع الرقم الماخي المرحلة الدوار كان أعلى من توزيع الرقم الماخي لصف الرش. كما وجد أن توزيع العدد الماخي على جانبي الريش للحالتين قد قل بسبب وجود هواء التبريد و إن اللرقم الماخي الموضوعي لحالة صف الريش قلت قيمته مقارنة مع مرحلة الدوار لكلا الحالتين مع عدم وجود التبريد. The aerodynamic force coefficients of five linear cascade of existing film cooling turbine blades are evaluated numerically. The blade is geometrically identical to the first rotor blades of the high pressure (HP) turbine of the F-100-PW-220 military turbofan. Cascade turbine blade test rig has been designed, constructed, and calibrated to introduce experimental work for the same flow conditions of the numerical solution to validate correctness of the numerical results. The numerical simulation shows acceptable agreement with experimental. Also it was found experimentally that both lift and drag coefficients are increased slightly with add of film cooling. The local Mach number distributions outside the boundary layer on both blade sides of the cascade blade are evaluated numerically and compared with the results of well-known CFD code (Fine / Turbo) for existing gas turbine rotor stage of identical blade. The computational results obtained for both cases show that the Mach number distributions trend along both blade sides for rotor stage and cascade are approximately the same, and the values of Mach number of rotor stage are higher than that for the corresponded cascade. Also it was found that the Mach number distributions on both blade sides are reduced in values by the addition of air cooling, and the local M