بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده
چکیده
این مطالعه به منظور بررسی اثرات با زوایای همسوی 0 و 90 درجه در نسبت دمیدگی 3.18 بر روی عملکرد لایه خنک کننده نزدیک به سطح دیواره انتهایی شبیه ساز محفظه احتراق انجام شد. در این تحقیق، مدل سه بعدی موتور توربین گازی پرات و ویتنی شبیه سازی شده و با بسته حجم محدود اجاری FLUENT 6.2 شبیه سازی شد. این تجزیه تحلیل با مدل توربولانس رینولد، ناویر استاک بر روی محفظه های خنک کنندگی درونی انجام شد. این شبیه ساز محفظه احتراق با اثرات متقابل دو ردیف از جت رقیق سازی ترکیب شد که در جهت بخار بخود ترکیب شد. لایه خنک کننده در امتداد دیواره های محفظه احتراق قرار داشت. در مقایسه با مورد معیار سوراخ های خنک کننده، کاربرد حفره ترنچ شده ردیفی نزدیک به سطح دیواره نهایی موجب دو برابر شدن کارایی لایه خنک کننده شد.
1-مقدمه
صنایع توربین گازی پیشرفته به دنبال افزایش کارایی موتور بوده اند و چرخه بریتون کلید دست یابی به این هدف است. بر طبق این چرخه، دمای ورودی توربین باید برای کارایی بیشتر افزایش یابد. با این حال دمای ورودی توربین برای اجزای پایین دست نظیر سطح دیواره انتهایی محفظه احتراق و پره توربین تعیین شد. از این روی طراحی یک طرح خنک کنندگی در این زمینه لازم است. لایه خنک کننده یک روش رایج است. در این سیستم، یک لایه مرزی حرارتی با سوراخ های خنک کننده تشکیل شده و به سطح محافظت شده متصل می شود. سوراخ های خنک کننده استوانه ای و ترنج شده دو مورد از این سوراخ ها هستند.
Abstract
This study was performed to investigate the effects of cylindrical and row trenched cooling holes with alignment angles of 0° and 90° at blowing ratio of 3.18 on the film cooling performance adjacent to the endwall surface of a combustor simulator. In this research a three-dimensional representation of Pratt and Whitney gas turbine engine was simulated and analyzed with a commercial finite volume package FLUENT 6.2. The analysis has been carried out with Reynolds-Averaged Navier–Stokes turbulence model (RANS) on internal cooling passages. This combustor simulator was combined with the interaction of two rows of dilution jets, which were staggered in the streamwise direction and aligned in the spanwise direction. Film cooling was placed along the combustor liner walls. In comparison with the baseline case of cooling holes, the application of a row trenched hole near the endwall surface doubled the performance of film cooling effectiveness.
1. Introduction
Advanced gas turbine industries are striving for higher engine efficiencies, and Bryton cycle is the key to achieving this goal. According to this cycle, the turbine inlet temperature should increase to obtain more efficiency. However, the turbine inlet temperature enhancement formed an extremely harsh environment for critical downstream components such as combustor endwall surface and turbine vanes. Therefore, it is essential to plan a cooling scheme in this area. Film cooling is the usual way used. In this system, a thin thermal boundary layer is formed by cooling holes and attached to the protected surface. Cylindrical and trenched cooling holes are the two arrangements of the holes.
چکیده
1-مقدمه
2- مواد و روش ها
3-یافته ها و بحث
4-نتیجه گیری و پیشنهادات
Abstract
Keywords
1. Introduction
2. Methods and materials
3. Findings and discussion
4. Conclusion and recommendations
References
- ترجمه فارسی مقاله با فرمت ورد (word) با قابلیت ویرایش، بدون آرم سایت ای ترجمه
- ترجمه فارسی مقاله با فرمت pdf، بدون آرم سایت ای ترجمه