بررسی انتقال حرارت در توربین


در حال بارگذاری
23 اکتبر 2022
فایل ورد و پاورپوینت
2120
5 بازدید
۷۹,۷۰۰ تومان
خرید

توجه : به همراه فایل word این محصول فایل پاورپوینت (PowerPoint) و اسلاید های آن به صورت هدیه ارائه خواهد شد

 بررسی انتقال حرارت در توربین دارای ۱۱۵ صفحه می باشد و دارای تنظیمات و فهرست کامل در microsoft word می باشد و آماده پرینت یا چاپ است

فایل ورد بررسی انتقال حرارت در توربین  کاملا فرمت بندی و تنظیم شده در استاندارد دانشگاه  و مراکز دولتی می باشد.

بخشی از فهرست مطالب پروژه بررسی انتقال حرارت در توربین

۲٫۱ – مقدمه

۲٫۱٫۱- سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های دما 

۲٫۲- انتقال حرارت در مرحله های توربین 

۲٫۲٫۱ – مقدمه 

۲٫۲٫۲- استیج توربین موتور واقعی 

۲٫۲٫۳- استیج توربن شبیه سازی شده 

۲٫۲٫۴- اندازه گیری های انتقال حرارت تجزیه شده زمانی بر روی یک پره روتور 

۲٫۳- آزمایشات انتقال حرارت پره کسکید 

۲٫۳٫۱- مقدمه 

۲٫۳٫۲- تاثیر عدد ماخ خروجی و عدد رینولدز 

۲٫۳٫۳ – تاثیر آشفتگی جریان آزاد 

۲٫۳٫۴- تاثیر زبری سطح 

۲٫۳٫۵- انتقال حرارت پره کسکید آنولار 

۲٫۴- انتقال حرارت پره کسکید 

۲٫۴٫۱- مقدمه 

۲٫۴٫۲ – آزمایشات شبیه سازی مسیر غیر یکنواخت 

۲٫۴٫۳- پیش بینی های انتقال حرارت تحت تاثیر مسیر 

۲٫۴٫۴ – تاثیرات مرکب آشفتگی جریان آزاد و مسیر ناپایدار 

۲-۵ – انتقال حرارت دیوار انتهایی ایرفویل 

۲٫۵٫۱- مقدمه 

۲٫۵٫۲ – توصیف میدان جریان 

۲٫۵٫۳ – انتقال حرارت دیوار انتهایی 

۲٫۵٫۴ – انتقال حرارت نزدیک دیوار انتهایی 

۲٫۵٫۵ – آزمایش و بررسی‌های وضعیت موتور 

۲٫۵٫۶ – تاثیر زبری سطح 

۲-۶- انتقال حرات نوک پره موتور توربین 

۲٫۶٫۱ – مقدمه ۷۵

۲٫۶٫۲ – میدان جریان ناحیه نوک پره و انتقال حرارت 

۲٫۶٫۳ – انتقال حرارت نوک پره صاف 

۲٫۶٫۴ – انتقال حرارت نوک پره شیار دار 

۲-۷ – انتقال حرات ناحیه لبه هدایت‌کننده 

۲٫۷٫۱ – مقدمه 

۲٫۷٫۲ – تأثیر آشفتگی جریان آزاد 

۲٫۷٫۳ – تأثیر شکل لبه هدایت کننده 

۲٫۷٫۴ – تأثیر مسیر ناپایدار 

۲-۸ – انتقال حرارت سطح تخت 

۲٫۸٫۱ – مقدمه 

۲٫۸٫۲ – تأثیر تلاطم جریان آزاد 

۲٫۸٫۳ – تأثیر گرادیان فشار 

۲٫۸٫۴ – تأثیر انحنای جهت جریان 

۲٫۸٫۵- تأثیرات زبری سطح 

۲-۹ – خاتمه 

 مقدمه
در این فصل ما بر روی تاثیر پارامترهای گوناگون و خصوصیات انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین تمرکز می نماییم.پیشرفتها در طراحی محفظه احتراق منجر به دماهای ورودی توربین بالا تر شده اند که به نوبه خود بر روی بار حرارتی و مولفه های عبور گاز داغ تاثیر می گزارد.دانستن تاثیرات بار حرارتی افزایش یافته از اجزایی که گاز عبور می کند طراحی روشهای موثرسرد کردن برای محافظت از اجزاء امری مهم است.گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت متلاطم می باشد که سطوح و مقادیر تلاطم ۲۰تا ۲۵% در پره مرحله اول می باشد.مولفه های مسیر گاز داغ اولیه ،پره های هادی نازل ثابت و پره های توربین درحال دوران می باشد. شراعهای توربین، نوک های پره، سکوها و دیواره های انتهایی نیز نواحی بحرانی را در مسیر گاز داغ نشان می دهد. برسی های کار بردی و بنیادی در ارتباط با تمام مولفه های فوق به درک بهتر و پیش بینی بار حرارتی به صورت دقیق تر کمک کرده اند . اکثر برسی های انتقال حرارت در ارتباط با مولفه های  مسیر گاز داغ مدل هایی در مقیاس بزرگ هستند که در شرایط شبیه سازی شده بکار می روند تا درک بنیادی از پدیده ها را فراهم سازد. مولفه ها با استفاده از سطوح صاف و منحنی شبیه سازی شده اند که شامل مدل های لبه راهنما و کسکید های  ایرفویل های مقیاس بندی شده می باشد. در این فصل، تمرکز بر روی نتایج آزمایشات انتقال حرارت بدست آمده توسط محققان گوناگون روی مولفه های مسیر گاز خواهد بود. انتقال حرارت به پره های مرحله اول در ابتدا تحت تاثیر پارامترهای از قبیل پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق،تلاطم زیاد جریان آزاد و مسیر های داغ می باشد .انتقال حرارت به تیغه های روتور مرحله اول تحت تاثیر تلاطم جریان آزاد متوسط تا کم ، جریان های حلقوی نا پایدار ، مسیر های داغ و البته دوران می باشد.
۲.۱.۱- سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های دما
سطوح تلاطم در محفظه احتراق خیلی مهم هستند که ناشی از تاثیر چشمگیر انتقال حرارت همرفتی به مولفه های مسیر گاز داغ در توربین می باشد. تلاطم تاثیر گزار بر روی انتقال حرارت توربین ها در محفظه احتراق تولید می شود که ناشی از سوخت به همراه گاز های کمپرسور می باشد.آگاهی از قدرت تلاطم تولید شده توسط محفظه احتراق برای طراحان در بر آورد مقادیر انتقال حرارت در توربین مهم است.تلاطم محفظه احتراق کاهش یافته، می تواند منجر به کاهش بار حرارتی در اجزاء توربین و عمر طولانی تر و همچنین کاهش نیاز به سرد کردن می شود. بر سی های انجام شده بر روی اندازه گیری سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم متمرکز شده است.
Goldstein سرعت خروجی و پروفیل های تلاطم را برای محفظه احتراق مدل نشان داد.Moss وOldfield طیف های تلاطم را در خروجی های محفظه احتراق نشان دادند.هرکدام از بر سی های فوق در فشار اتمسفر و دمای کم انجام شد. اگرچه بدست آوردن بدست آوردن انرازه گیری ها تحت شرایط واقعی مشکل است اما برای یک طراح توربین گاز درک بهبود هندسه محفظه احتراق و پروفیل های گاز خروجی از محفظه امری ضروری است. این اطلاعات به بهبود شرایط هندسه و تاثیرات نیاز های سرد کردن توربین کمک می نماید.
اخیرا"،Goebel سرعت محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم در جهت موافق جریان یک محفظه احتراق کوچک با استفاده از یک سیستم سرعت سنج دوپلر ولسیمتر(LDV)را اندازه گیری کردنند.آنهاسرعت نرمالیزه شده،تلاطم وپروفیل های دمای موجود برای تمام آزمایش های احتراق را نشان دادند.آنها یک محفظه احتراق از نوع قوطی مانندبکار رفته در موتور های توربین گاز مدرن را استفاده کردند، که در شکل۱-۲نشان داده شده است.جریان از کمپرسور و از طریق سوراخ ها وارد محفظه احتراق می شود و با سوخت محترق در محل های متفاوت در جهت موافق جریان مخلوط می شود. طراحی محفظه احتراق حداقل مستلزم یک افت فشار از طریق محفظه احتراق تا ورودی توربین است.فرایند محفظه احتراق توسط اختلاط تدریجی هوای فشرده با سوخت در محفظه قوطی شکل کنترل می شود. طراحان محفظه احتراق نوین نیز بر روی مشکلات و مسائل ترکیب و فرایند اختلاط  هوا-سوخت تمرکز می نمایند احتراق تمیز نیز یک مسئله و کانون برای طراحان ناشی از استاندارد های محیطی  الزامی شده توسط دولت فدرال آمریکا و EPA می باشد. با این حال ،طراح محفظه احتراق یک مسئله مورد بحث در این کتاب نمی باشد.
شکل ۲-۲ تاثیر احتراق بر روی سرعت محوری ،شدت تلاطم محوری،سرعت پیچ وتاب( مارپیچی )و شدت تلاطم پیچ وتاب را نشان  میدهد. تمام سرعت ها توسط خط مرکزی سرعت اندازه گیری شده و در مقابل شعاع نرمالیزه رسم شدند.جریان جرم و فشار هوا برای قدرت های مختلف احتراق اندازه گیری شدند.افزایش جریان سوخت باعث افزایش استحکام احتراق گردید.دمای شعله آدیاباتیک تغییر داده شد.هوای فشرده در یک موتور توربین گاز ناشی از فرایند تراکم پیش گرم می باشد .با این حال،در این برسی،هوا پیش گرم نمی شود.جریان جرم وفشار۰.۴۵ kg/s و۶.۸ اتمسفر بودند.دما های شعله از ۷۱  تا ۱۹۸۰  متغیر بود.تاثیر احتراق شدیدا" آشکار است هنگامی که حالت آتش گرفته را با بقیه حالتهای آتش گرفته مقایسه می نماییم.سسرعت محوری و سرعت پیچ وتاب(مارپیچی) شدیدا"تحت تاثیر احتراق هستند،مقادیر پیچ وتاب توسط احتراق کم میشود.کاهش در پیچ وتاب می تواند در شدت تلاطم مشاهده شود.مقادیر اوج در شدت تلاطم از ۱۰ تا ۱۶% از حالت غیر مشتعل تا کاملا"مشتعل کاهش یافتند.
پروفیل های دما نیز برای حالت های احتراق اندازه گیری شدند.شکل ۳-۲ تاثیر سوراخ های رقیق سازی را برای دما های آتش زدن مشابه(۱۲۰۰   ) مقایسه مینماید.پروفیل دما نسبتا"صاف و یکنواخت و بدون سوراخ های رقیق سازی ،با مقادیر اوج در خط مرکز می باشد. با این حال ،افزودن سوراخ های رقیق سازی باعث کاهش مقادیر دما بین خط مرکز و لبه ها می گردد.آگاهی از پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق یک ضرورت برای محاسبات انتقال حرارت مسیر گاز می باشد.اندازه گیری های پروفبل خروجی دما یک روال تولید کنندگان توربین گاز است.پروفیل های دمای گاز ورودی برای محاسبات انتقال حرارت مولفه مسیر گاز برای براورد کردن دماهای مولفه لازم هستند. مقایسه پروفیل های دمای محفظه احتراق ناشی از منحصر بفرد بودن طراحی امری دشوار است.با این حال ،برسی های فوق آگاهی هایی در مورد سرعت ، شدت تلاطم و پروفیل های دما و تاثیرات احتراق برروی آنها فراهم می کنند. مقیاس اندازه دما یک عامل مهم برای انتقال حرارت مسیر گاز است. با این حال،  برسی های فوق هیچ نوع اطلاعاتی در مورد مقیاس اندازه دما فراهم نمی کنند.

۲.۲- انتقال حرارت در مرحله های توربین:
 2.2.1 – مقدمه:
یک مرحله توربین شامل یک ردیف از پره های هادی نازل یا استاتور و یک ردیف از پره های دوران کننده موسوم به روتورها میباشند.سیال وارد معبرهای توربین شده و در جهت لبه پره های هادی روتور خمیده می شود. یک بخش از انرژی سیال به انرژی مکانیکی ناشی از حرکت دورانی پره های روتور تبدیل می شود.پره های روتور به محور توربین متصل هستند. حرکت دورانی منتقل شده به محور برای راه اندازی کمپرسور استفاده می شود.شکل ۴-۲ یک مرحله توربین را نشان داده که از یک معبر پره هادی نازل و یک معبر پره روتور تشکیل شده است.نمودار سرعت برای مرحله(استیج)نیز نشان داده می شود.
 
۲.۲.۲- استیج توربین موتور واقعی:
درک جنبه های انتقال حرارت برای تمام مولفه های(اجزاء) توربین تحت شرایط واقعی امری مهم است.بعنوان نمونه، سنجش هایی که بر روی یک توربین تک مرحله تحت شرایط موتور می توانند برای فراهم کردن تمام اطلاعات انتقال حرارت درباره اجزای مسیر گاز استفاده شود.تجهیزات و آزمایشات در مورد استیج های توربین واقعی تحت شرایط موتور بسیار نادر هستند.فقدان ابزارهای دقیق اندازه گیری دما بالا و دشواری در تجهیز توربین با دستگاه های اندازه گیری دما و فشار از جمله دلایل تلاش های محدود در بررسی انتقال حرارت یک استیج واقعی تحت شرایط موتور واقعی می باشند.
اکثر نتایج اولیه بر روی انتقال حرارت روتور- استاتور واقعی توسطDunn از مرکز فن آوری پیشرفته Calspan تهیه شده اند.Dunn مقدار قابل توجهی از اطلاعات درباره اندازه گیری های فلوی( جریان ) حرارت برای پره های هادی نازل(دیوار انتهای وایرفویل ها)،پره روتور، نوک روتور، سکو و شراع ها(shroud) را ارائه کرد. Dunn از یک توربین گردان کامل از موتور Gerratt TFE 731-2 استفاده کرد.آنها اندازه گیری فلوی حرارت درباره پره هادی نازل (NGV)، روتور و شراع توربین گزارش کردند.یک مجموعه شوک- تونل برای ارائه شرایط خوب تعریف شده در نظر گرفته شد و تعداد کافی از پارامترها برای بهبود اطمینان در اطلاعات طراحی و فنون در حال توسعه مطرح گردید. اندازه گیری های فشار استاتیک با استفاده از آشکار سازهای فشار بر روی مقطع کلی توربین بدست آمدند.گیج های جریان حرارت فیلم نازک در استیج توربین روی دیوار انتهایی نوک NGV و مکش موتور وسطوح فشار نصب شدند.شکل ۵-۲ مجموعه تونل- شوک بکاررفته توسطDunn را نشان می دهد.

Dunn  نیز اندازه گیری های فشار و فلوی حرارت را برای یک استیج توربین با نسبت کم ارائه کرد. در برسی های فوق الذکر،آنها یک استیج پر فشار با یک نسبت تقریبا" 1.5 را مطاله کردند.یک توربین نیروی هوایی/ Garentt با نسبت کم (LART) بایک نسبت تقریبا"1.5 برای این بررسی استفاده گردید. یک مجموعه تونل باد لوله مانند برای شوک مشابه در برسی های اولیه استفاده گردید.شکل ۶-۲ طرحی از استیج LART رانشان میدهد.عدد ورودی ،فشار کلی،دمای کلی وجریان وزن بر روی شکل نشان داده می شوند. اندازه گیری ها برای توپی NGV و دیواره های انتهایی نوک و پره روتور برای این استیج بدست آمدند.

شکل ۷-۲ توزیع های فشار اندازه گیری شده بر روی NGV  وخطوط میانی روتور را نشان می دهد. توزیع های فشار بطور واضح بالا ترین  و پایین ترین محل های سرعت NGV وسطوح پره در امتداد خط مرکزی را نشان می دهند.
 شکل ۸-۲ توزیع عدد stanton را برای خط میانی NGV نشان می دهد.خطوط پر و خط چین طرح توزیع های عدد stanton محاسبه شده را بر اساس روابط صفحه تخت لایه ای و تلاطم به ترتیب نشان می دهند. بالا ترین عدد stanton در محدوده فاصله سطح بر روی سطح فشار رخ می دهد. آنگاه عددstanton به سرعت بر روی سطح فشار تا حدود نصف مقدار در فاصله سطح، ۱۱% افت می کند وسپس بتدریج بر روی سطح فشار کل تا دنباله لبه افزایش می یابد.توزیع های فشار آشکار میباشد که جریان سطح فشار در ۵۰% فاصله سطح اولیه خیلی آهسته است و سپس سرعت به طرف دنباله لبه زیاد می شود. این رفتار در عدد stanton به انتقال لایه مرزی تلاطم – لایه ای معروف می باشد  که در حدود فاصله سطح ۶% رخ می دهد(نسبت داده می شود). وقتی انتقال در فاصله سطح ۲۵% کامل می شود،عدد stanton بتدریج بطرف دنباله لبه کاهش مییابد. از این روابط، بنظر می رسد که سطوح فشار و مکش دارای لایه های مرزی تلاطم قوی هستندو اعداد stanton پیش بینی شده خیلی کمتر از مقادیر اندازه گیری شده هستند.
Dunn اندازه گیری های مربوط به توپی NGV و دیواره های انتهایی نوک را انجام داد.شکل ۹-۲ اطلاعات عددstanton  را برای محل های نزدیک دیواره انتهایی سطح فشار ،وسط دیواره انتهایی و نواحی دیوار انتهای سطح مکش مجاور نشان می دهد. توپی  و نوک دیواره انتهای روشهای مشابه را نشان می دهند. اعدادstanton  در حدود ۶۰% فاصله سطح از لبه راهنما به دنباله لبه غیر تخت می باشند و سپس به طرف دنباله لبه افزایش می یابد .
اعداد stanton بالاتر نزدیک به دنباله لبه ممکن است ناشی از جریان شتاب دار باشد.
شکل ۱۰-۲ توزیع عددstanton  بر روی تیغه روتور را نشان می دهد. تحلیل اطلاعات بخوبی تحلیل برای NGV ناشی از مسئله اضافی بدست آوردن اطلاعات بر روی یک مولفه گردان نمی باشد.توزیع های عدد stanton مشابه روی سطوح فشار ومکش پره می تواند به دوران پره کمک نماید. Dunn نشان می دهد که آنها مشاهده کردند تاثیر دوران تغییرات توزیع عدد stanton برروی فویل هوای  را کاهش میدهد. عدد اوج stanton در فصله تقریبی ۳.۵% در سمت فشار رخ می داد. عدد stanton به سرعت از لبه هدایت کننده تا حدود ۳۰% فاصله سطح سقوط می کند. توزیع فشار برای پره نشان می دهدکه جریان در حدود۳۷% فاصله سطح در طرف مکش سونیک می شود.در این نقطه عددstanton سطح زیاد می شود و به حداکثر مقدار فاصله سطح دیگر حدود ۷۰% میرسد.جدای از فاصله سطح ۷۰% ، اعداد stanton به طرف دنباله لبه کاهش می یابد . با این حال Dunn هیچ اندازه گیری نزدیک ناحیه دنباله لبه ندارد مگر یک نقطه واحد در فاصله سطح ۹۰% . روی سطح فشار پره عدد stanton از یک مقدار حداکثر در فاصله دور ۳.۵% تا یک مقدار حداقل در فاصله سطح ۲۵% افت می کند.این یک ناحیه دارای شیب فشار قوی میباشدکه باعث کاهش سرعت جریان بر روی سطح فشار می گردد.سپس در جهت موافق جریان عدد stanton مجددا"تا یک مقدار زیاد در حدود فاصله سطح ۷۰% مانند حالت سطح مکش زیاد می شود.مقادیر عدد stanton از فاصله سطح ۷۰% تا دنباله لبه بر روی سطح فشار کم میشوند.
پیش بینی های لایه مرزی لایه ای وتلاطمی نیز روی شکل نشان داده میشود. پیش بینی های لایه مرزی تلاطم(آشفته) با اطلاعات سطح فشار توافق خوبی دارد ولی خیلی بیشتر از اطلاعات سطح مکش است. بر اساس نتایج میتوانیم بگوییم که لایه مرزی سمت فشار از لبه هدایت کننده کاملا" آشفته است،در حالیکه لایه مرزی سمت مکش ممکن است لایه ای شود و انتقال به لایه مرزی آشفته در امتداد سطح را طی نمایدو به لایه مرزی آشفته کامل نزدیک به دنباله لبه برسد.
شکل ۱۱-۲ تویع عددstanton روی مرکز نوک پره را نشان می دهد.Dunn سه محل روی مرکز (سکو) و ده محل روی نوک برای اندازه گیری های جریان حرارت داشت.از اطلاعات چنین بنظر می رسد که اطلاعات stanton ناحیه نوک خیلی بیشتر از ناحیه سکو است. در مقایسه با تاثیرات سطح پره ،اعداد استانتون ناحیه نوک از مرتبه لبه هدایت گر پره هستند که انتقال حرارت زیاد را نشان می دهد. بعدا"در این فصل درباره انتقال حرارت نوک پره صحبت می کنیم .
۲.۲.۳- استیج توربن شبیه سازی شده:
Blair آزمایشاتی روی دمای محیط در مقیاس بزرگ در مدل استیج توربین انجام داد. مدل استیج-توربین شامل یک استاتور ،یک روتور و یک استاتور اضافی پشت روتور بود. آنها همچنین تاثیرات آشفتگی ورودی ،فاصله محوری روتور-استاتور و فاصله محیطی اولین و دومین استاتور بر روی انتقال و ایرفویل های توربین را برسی کردنند. گزارش جامعی از این برسی آزمایشی می تواند از مقاله Dring در مرکز تحقیقات فن آوری UTRC بدست آمد. جزئیات آزمایش و تجهیزات در برسی های فوق یافت میشوند.شکل ۱۲-۲ شکل هندسی و زوایای جریان ایرفویل را نشان میدهد. این آزمایش برای اجرای برسی های جریان اطراف توربن و پره کمپرسور طراحی گردید.مجموعه شامل    استیج در این این مطالعه هندسه توربین است .
شکل ۱۳-۲ فشار های استاتیک اندازه گیری شده روی ایرفویل را نشان میدهد. برای اولین استاتور ، جریان روی سطح ایرفویل بخوبی رفتار کرد.سطح فشار و جریان موضعی بطور پیوسطه از لبه هدایت کننده به تدریج بطرف دنباله لبه افزایش سرعت یافت و بخش بزرگی از افزایش پس از فاصله سطح ۶۰% بود. سطح مکش جریان در ابتدا افزایش سرعت یافت و سپس کاهش یافته و بعدا"بطرف ناحیه گلویی  افزایش سرعت یافت و سپس به آرامی به طرف دنباله لبه بدون جدا شدن جریان کاهش سرعت پیدا کرد.برای پره روتور کاهش سرعت جریان در نزدیک لبه هدایت کننده سطح مکش و فشار رخ داد.سطح، فشار پس از کاهش اولیه تا حدود فاصله سطح ۳% ،جریان بطور پیوسته بطرف دنباله لبه افزایش سرعت پیدا کرد. سطح مکش، جریان از فاصله سطح ۵% تاحدود فاصله سطح ۲۵% افزایش سرعت پیدا کرد . سرعت جریان تقریبا" از ۲۵ تا ۷۰% فاصله سطح ثابت بود و سپس بطرف دنباله لبه کاهش یافت. برای استاتور دوم، توزیع فشار شبیه به توزیع اولین استاتور بود بغیر از مجاورت لبه هدایت کننده. روی سطح فشار یک افزایش بدنبال یک کاهش ملایم فشار در جهت موافق جریان لبه هدایت کننده وجود داشت. در سطح مکش یک افزایش سرعت پیوسته جریان بطرف گلویی وجود داشت وسپس جریان به سمت دنباله لبه کاهش یافت پس از اینکه به حداکثر سرعت در گلویی رسید.
شکل۱۴-۲ توزیع های عدد stanton را برای هر ایرفویل بر اساس سرعت خروج و دانسیته در هر فویل نشان می دهد.توزیع های انتقال حرارت میانی برای حالتی ارائه می شوند که فاصله استاتور۱ تا روتور وروتور تا استاتور ۲ ،۶۵% و ۶۳% وتر پره روتور بود.نتایج برای یک مورد دارای یک شبکه آشفته مخالف جریان استاتور ۱ در مقابل حالت بدون شبکه مقایسه می شوند. آشفتگی شبکه تولید شده حدود۹.۸% در ورودی اولین استاتور بود. استاتور ۱ لایه مرزی لایه ای را بر روی سطح فشار کل بدون یک شبکه نشان می دهد. با این حال شبکه اعداد stanton بیشتر میشود که نشانه انتقال به آشفتگی موافق جریان لبه هدایت کننده است. سطح مکش، انتقال در S/Bx=1 (نسبت فاصله سطح به وتر محوری ایرفویل)بدون شبکه رخ می دهد. انتقال به S/Bx=0.2 با شبکه حرکت می کند . این نشان می دهد که یک جریان ورودی آشفته در محل انتقال لایه مرزی روی سطوح فشار و مکش پیش می رود و مقادیر انتقال حرارت به شدت زیاد می گردد. در موتور واقعی ، گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت آشفته هستند و مقادیر آشفتگی ۱۵ تا۲۰% در ورودی استاتور اولین مرحله (اولین استیج) می باشد.
 برای روتور، تاثیر آشفتگی ، مانند اولین استاتور آشکار نمی باشد.حالت آشفتگی کم نشان می دهد که لایه مرزی فقط در مجاورت لبه هدایت کنند بصورت لایه ای بنظر می رسد.مقادیر انتقال حرارت سطح فشار ،توسعه لایه مرزی آشفته قوی را پس از S/Bx=0.2 نشان می دهند. انتقال حرارت روتور تحت تاثیر آشفتگی تولید شده توسط شبکه به دو دلیل نمی باشد:(الف) جریان روتور قبلا" جریانهای نا آرام تولید شده توسط استاتور در جهت مخالف جریان به شدت آشفته میشود و (ب) تلاطم تولید شده توسط شبکه در جهت موافق جریان خروجی اولین استاتور بدلیل افزایش سرعت جریان از بین می رود. مقادیر ناپایداری در جریان تولید توسط روتور نسبت به استاتور ثابت خیلی بیشتر از مقادیر تولید شده توسط شبکه است. بر روی سطح مکش کمی تحت تاثیر می باشد .جریان بی ثبات باعث تولید آشفتگی در جریان آزاد می شود که بطور متوسط آشفتگی در مقادیر ۱۰ تا۱۵% را برروی آشفتگی تولید شده توسط شبکه موجود قبلی تولید می نماید. این امر ممکن دلیلی برای اعداد استانتون بالاتر پره روتور در مقایسه با اولین استاتور باشد. برای دومین استاتور ، تاثیر آشفتگی شبکه بدلیل افزایش بعدی سرعت جریانهای موافق جهت اولین پره ، وجود ندارد.لایه مرزی، تحت تاثیر جریانهای نا پایدار مخالف جهت جریان و جریانهای ثانوی تولید شده توسط روتور می باشد.سطح فشار و انتقال حرارت مکش برای اولین استاتور در حالت آشفتگی نسبتا" کم خیلی بیشتر می باشند. پیچیدگی جریان با هر ردیف فویلهای هوا افزایش می یابد. این موضوع در توزیع های انتقال حرارت اندازه گیری شده بسیار آشکار است .اطلاعات بیشتر درباره آزمایش میتوانند از مقالات Dring بدست آیند.
شکل ۱۵-۲ تاثیر عدد رینولدز جریان اصلی بر روی توزیع های عدد استانتون اولین استاتور ،تحت آشفتگی شبکه بالا(۹.۸% ) را نشان می دهد. سطح مکش ، یک کاهش در عدد رینولدز(Re)محل انتقال لایه مرزی را از لبه هدایت کننده روتورمی برد.برای Re=642900 انتقال در جهت موافق لبه هدایت کننده آغاز می گردد. برای Re=242800 انتقال فقط در S/Bx=1.0  شروع می شود. با افزایش در عدد رینولدز، محل انتقال به لبه هدایت کننده میرود که به نوبه خود منطقه انتقال حرارت لایه ای و منطقه انتقال حرارت آشفته را کاهش می دهد و منطقه انتقال حرارت آشفته را بر روی سطح فویل هوا توسعه می دهد .در سطح فشار ، تاثیر عدد رینولدز تا یک سطح S/Bx= -0.4 احساس نمی شود. بعدا"در جهت موافق جریان، انتقال حرارت اندازه گیری شده از پیش بینی های آشفتگی کاملا" تجاوز کرد در حالی که برای اعداد رینولدز کمتر ،مقادیر انتقال حرارت اندازه گیری شده با پروفیل آشفتگی انطباق کامل داشت.
۲.۲.۴- اندازه گیری های انتقال حرارت تجزیه شده زمانی بر روی یک پره روتور:
 Guenette اندازه گیری های انتقال حرارت را برای یک پره توربین تراسونیک  در مقیاس کامل نشان داد. اندازه گیری ها در تونل توربین MIT انجام شدند. مجموعه برای شبیه سازی عدد رینولدزجریان، عدد ماخ، عدد پرانتل و سرعت تصحیح شده و وزن جریان و نسبت های دمای گاز به فلز همراه با مکانیک سیال توربین وانتقال حرارت طراحی شده است. آنها از گیجهای جریان حرارت فیلم نازک برای اندازه گیری های انتقال حرارت سطح استفاده کردند. جزئیات بیشتر درباره روش اندازه گیری می تواند در تحقیقات Guenette یافت شود. شکل ۱۶-۲ آرایش جریان توربین MIT را نشان می دهد. شکل هندسی استیج توربین نشان داده شده است.
شکل ۱۷-۲ توزیع های فشار پروفیل محاسبه شده را برای پره روتور نشان می هد. بر سطح فشار یک کاهش سرعت جریان اولیه تا حدود ۵% فاصله سطح وجود دارد سپس یک افزایش سرعت تدریجی تا حدود۶۰% فاصله سطح و یک کاهش سرعت مختصر موافق جریان لبه هدایت کننده وجود دارد. سپس جریان تا حدود ۷۵% فاصله سطح زیاد می شود که محل گلویی است و سپس بطرف دنباله لبه کاهش می یابد .پره دوباره بار گیری می شود، هنگامی که بالاترین سرعت جریان موضعی در یک محل نزدیک به دنباله لبه رخ می دهد.
شکل ۱۸-۲ میانگین اندازه گیری های جریان حرارت تجزیه شده زمانی در اطراف بخشهای میانی پره روتور نشان می دهد. معدل گیری بر روی معبرهای ۳۶۰ پره متوالی انجام می شود. شکل ها اندازه گیری را در ۱۲ محل بر روی سطح پره نشان می دهد .محققان یک آشفتگی همبسته وسیع را بر روی سطح فشار در امتداد پره مشاهده کردند.محققان نشان می دهند که آشفتگی ممکن است معرف جابجایی مسیر بطرف معبر باشد.دوره زمانی عبور از پره برروی یکی از پروفیل های زمان نشان داده می شود. رقیق سازی توزیع ممکن است ناشی از افزایش سرعت جریان عبوری از لبه هدایت کننده تا دنباله لبه باشد. برسطح مکش ، مدولاسیون عبور پره ،قوی تر از لبه هدایت کننده است(۷۰ تا۹۰% ) و به طرف دنباله لبه رقیق می شود (۳۰ تا ۴۰%) .تاثیر NGV در جهت موافق جریان کم می شود هنگامی که جریان وارد معبرهای پره ناشی از افزایش سرعت قوی جریان از لبه هدایت کننده دنباله لبه می گردد .تغییرات شدید اطلاعات بر روی سطح مکش ،انتشار قوی بطرف سطح مکش نزیک به لبه هدایت کننده و حرکت بطرف سطح فشار نزدیک به دنباله لبه را نشان می دهد.
شکل ۱۹-۲ یک مقایسه از دماهای میانگین و اندازه گیری شده توسط حسگر های فوقانی در محل اندازه گیری جریان حرارت بر روی سطح مکش را نشان می دهد. نوسانات کوچک شبیه به نوسان حلقه، نوسان الکتریکی و نوسان جریان توسط روش مذکور فیلتر می شوند.از پروفیل های زمانی اندازه گیری شده می توان مشاهده کرد که جریان با عبور از پره بصورت تناوبی(پریودی) است.
۲.۳- آزمایشات انتقال حرارت پره کسکید:
۲.۳.۱- مقدمه:
همانطور که قبلا"نشان داده شد تمام برسی های قبلی انجام شده نسبت به اندر کنش های روتور-استاتور صورت گرفت. آنها انتقال حرارت را برای کل روتور-استاتور انجام دادند. بررسی ها برروی انتقال حرارت NGV اولین مرحله روتور را درنظر که هر نوع تاثیرات مخالف جهت جریان را در نظر نگرفتند.حظور روتور بر خصوصیات انتقال حرارت پره مرحله اول تاثیر نگذاشت.براساس این فرض ،برسی هایی وجود دارد که فقط روی تمام تاثیرات پارامترهای انتقال حرارت NGV تمرکز دارند.
اولا"، می خواهیم تایید کنیم که حضور یک روتور موافق جهت جریان روی خصوصیات انتقال حرارت مرحله اول تایر چشمگیری نمی گذارد.Dunn  تاثیر روتور برروی توزیع های عدد استانتون را برای پره  مخالف جهت جریان بررسی کرد. شکل ۲۰-۲ مقایسه ای بر روی اطلاعات پره  به تنهایی و پره با روتور موافق جهت جریان در یک  Tω/T=0.53 نشان میدهد.دایره های پر شده برای اطلاعات پره تنهامی باشندو دایره های باز مربوط به اطلاعات استیج کامل هستند. مربع های پر شده اطلاعات اضافی درمورد پره فقط برای Tω/T=0.21   را نشان می دهند. مقایسه دایره های باز با بسته نشان می دهد بر توزیع عدد استانتون تاثیر نمی گذارد.با این حال، تاثیر کمی در سمت مکش نزدیک دنباله لبه وجود دارد. وجود روتور عدد استانتون را تا ۲۵% نزدیک دنباله لبه سطح مکش افزایش می دهد. بدلیل اینکه این یک ناحیه کوچک در مقایسه با سطح پره کامل است،می توان بیان کرد که خصوصیات انتقال حرارت پره تحت تاثیر حضور یک روتور در جهت موافق جریان نمی باشد.
۲.۳.۲- تاثیر عدد ماخ خروجی و عدد رینولدز:
Nealy توزیع های انتقال حرارت بر روی پره های هدایت نازل بار گیری شده زیاد را در دمای متوسط نشان می دهد و سه پره تحت شرایط حالت یکنواخت قرار دارند. آنها پارامتر ها را تغییر دادند از قبیل عدد ماخ، عدد رینولدز، شدت آشفتگی و نسبت دمای دیوار به گاز. اطلاعات آزمایشگاهی در مجموعه کسکید آیروترمودینامیک در شرکت موتور السیون بدست آمدند. Nealy نشان داد که مکانیزم های پایه ای وجود دارد که بر انتقال حرارت گاز به فویل هوا تاثیر می گذارند. آنها رفتار زودگذر لایه مرزی ، آشفتگی جریان آزاد، انحنای سطح ایرفویل ،زبری سطح ایرفویل ، شیب فشار ، محل تزریق ماده خنک کننده، جدایش و اتصال مجدد جریان و اندر کنش لایه مرزی – شوک بصورت مکانیک های پایه بررسی کردندکه تاثیرات آنها لازم است بر انتقال حرارت فویل هوا تعیین شود.در این بررسی آنها توجه خود را روی عدد ماخ کسکید خروجی ،عدد  رینولز و شکل ایرفویل متمرکز کردند. شکل ۲۱-۲ پروفیل های سطح را برای در پره کسکید نشان می دهد. طرح های دو پره موسوم به Mark ΙΙ وC3X دارای شکل هندسی سطح مکش کاملا" متفاوت می باشند. آزمایشات روی این دو طرح یک آگاهی نسبت به تاثیر شکل هندسی سطح مکش برانتقال حرارت را فراهم کردند.
شکل ۲۲-۲ توزیع فشار استاتیک سطح بر دو پره را برای سه عدد ماخ خروجی متفاوت نشان می دهد. توزیع های فشار روی دو پره خیلی شبیه هم بودند (روی سطح فشار) . با این حال ، تاثیر پروفیل پره بر سطح مکش چشمگیر است. یک شیب فشار معکوس قوی در سمت مکش پرهMark ΙΙ در فاصله سطح حدود ۲۰% وجود دارد. پره C3X یک شتاب تدریجی را نشان می دهد. تاثیر عدد ماخ خروجی بر سطح مکش هر دو پره چشمگیر است.عدد ماخ خروجی بیشتر به یک سرعت بالاتر بر سمت مکش نزدیک به دنباله لبه تبدیل می شود.

 نشانه توزیع های فشار متغیر سطح مکشی بر دو پره، توزیع های انتقال حرارت سطح اندازه گیری شده نیز خصوصیات مختلف را نشان می دهند. شکل۲۳-۲ تاثیر عدد ماخ خروجی بر توزیع های انتقال حرارت برای پره Mark ΙΙ را نشان می دهد. از توزیع های فشار ، توزیع انتقال حرارت سطح توسط تغییر عدد ماخ خروجی تحت تاثیر قرار نمی گیرد. ضرایب انتقال حرارت سطح فشار به سرعت از لبه هدایت کننده تا حدود ۲۰% فاصله سطح کم می شود و سپس بطرف دنباله لبه بتدریج افزایش می یابد. سطح مکش، توزیع های ضریب انتقال حرارت جدایش لایه مرزی لایه ای ، گذار و اتصال مجدد آشفتگی در فاصله سطح ۲۵%  را نشان می دهند.محل جدایش لایه مرزی لایه ای بنظر می رسد در جهت مخالف جریان با کاهش عدد ماخ خروجی حرکت نماید. همچنین در جهت موافق جریان آن محل، ضرایب انتقال حرارت با کاهش اعداد ماخ خروجی بالاتر هستند. درناحیه هایی که که لایه مرزی متصل باقی می ماند، هیچ تاثیر آشکار عدد ماخ خروجی وجود ندارد.
شکل ۲۴-۲ تاثیر اعداد ماخ خروجی روی توزیع های انتقال حرارت سطح را برای پره C3X نشان می دهد ، هیچ تاثیر عدد ماخ خروجی بر سطح فشار وجود ندارد.ضریب انتقال حرارت به سرعت ازلبه هدایت کننده تاحدود فاصله سطح ۲۰% سقوط می کند و بتدریج بطرف دنباله لبه زیاد می شود. ضرایب انتقال حرارت با افزایش فاصله سطح تا حدود فاصله سطح ۲۵% کم می شود، سپس ضرایب انتقال حرارت بدلیل آغاز گذار از لایه مرزی لایه ای به آشفته زیاد می شود.گذار در فاصله سطح ۵۰% در جهت موافق جریان کامل می شود در جایی که ضرایب انتقال حرارت با افزایش ضخامت لایه مرزی آشفته، کاهش می یابد. محل انتقال (گذار) نزدیک به لبه هدایت بایک کاهش در عدد ماخ خروجی حرکت می کند.این رفتار انتقال حرارت بر روی پره C3X از نوع توزیع نمونه مربوط به فویل های هوا میباشد.
شکل ۲۵-۲ تاثیر عدد رینولدز بر انتقال حرارت پره C3X را نشان میدهد.شرایط جریان بر روی شکل نشان داده می شود. محل انتقال(گذار) در سطح مکش نزدیک به لبه هدایت کننده با یک افزایش در عدد رینولدز حرکت می کند.توزیع های انتقال حرارت سطح فشار تمایل به طرف یک رفتار زود گذر همانند مورد نشان داده شده در سطح مکش می باشد.بطور کلی ، ضرایب انتقال حرارت سطح کل ایرفویل افزایش چشمگیررا با یک افزایش در عدد رینولدز نشان دادند.
این بررسی جامع برای اولین بار در انتقال حرارت NGV انجام گرفت. خصوصیات انتقال حرارت خیلی وابسته به شکل هندسی پره است . تفاوت های قوی در توزیع های پره Mark ΙΙ و C3X و تاثیرات سایر پارامتر هابسیار آشکار هستند. اطلاعات بیشتر درباره این بررسی در گزارش NASA ذکر شده است.
۲.۳.۳ – تاثیر آشفتگی جریان آزاد:
یکی از تاثیرات اولیه انتقال حرارت پره ، آشفتگی جریان آزاد تولید شده در خروجی محفظه احتراق است. آشفتگی تولید شده توسط محفظه احتراق به افزایش انتقال حرارت کمک چشمگیر می کند. تأثیر آشفتگی جریان آزاد روی انتقال حرارت پره بخوبی مستند سازی نمی شود.آشفتگی می تواند بر انتقال حرارت لایه ای ، سطح فشار،  انتقال زود گذر و انتقال حرارت لایه مرزی آشفته تاثیر بگذارد. Ames  تاثیر آشفتگی شبیه سازی شده توسط محفظه احتراق را بر انتقال حرارت پره توربین بررسی کرد.جزئیات بیشتر درباره آشفتگی و خصوصیات جریان  می تواننداز بررسی های Ames وplesniak بدست آیند.کسکید چهار پره دارای فویل های هوایی در مقیاس ۴.۵ برابر پره های C3X بود.پروفیل های پره یک بخش از خط مرکزی نازل اولین استیج از یک موتور هلی کوپتر(بال گرد) شرکت موتور آلیسون هستند. شکل هندسی پره شبیه به ترکیب بندی پره C3X بکار رفته توسط Nealy است. Ames تاثیرات شدت آشفتگی و مقیاس طول بر انتقال حرارت پره را بررسی کرند. Ames یک مولد آشفته کننده محفظه احتراق را توسعه داد که مقادیر آشفتگی و مقیاس طول همراه با آن و موارد تولید شده توسط محفظه احتراق موتور واقعی یکسان بودند. شکل ۲۶-۲ طرح مولد(ژنراتور) آشفته کننده محفظه احتراق را نشان می دهد.Ames سطوح متفاوت آشفتگی نزدیک به پره ها برای حالت آشفتگی زیاد و حرکت دادن آن سایر حالت های تلاطم کم را نشان می دهد.
شکل ۲۷-۲ شماتیکی از کسکید چهار پره که توسط Ames استفاده شد را نشان می دهد.(۱۹۹۷)

شکل۲۸-۲ اطلاعات انتقال حرارت اندازه گیری شده برای یک Re =790000 را نشان می دهد که چهار وضعیت تلاطم متفاوت( بر اساس وتر محوری)را نشان میدهد.چهار حالت که برای آنها اطلاعات ارائه می شوند عبارتند از (۱) یک حالت خط پایه که Tu =1.1%  و Lu=6.6 cm  و (۲) یک آشفتگی شبیه سازی شده با محفظه احتراق که Tu=12% و Lu=3.36cm  (3)یک آشفتگی شبیه سازی شده با محفظه احتراق که Tu=8.3% و Lu=4.26 cm و (۴) یک حالت آشفتگی تولید شده با شبکه در جایی که Tu=7.8% و Lu=1.36 cm است. اطلاعات تلاطم زیاد، اعداد استانتون قابل توجه را برای حالت آشفتگی کم نشان می دهند.ناحیه لایه ای شامل ناحیه دسته بندی شده، سطح فشار کلی وناحیه   …

  راهنمای خرید:
  • در صورتی که به هر دلیلی موفق به دانلود فایل مورد نظر نشدید با ما تماس بگیرید.