بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده
ترجمه شده

بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده

عنوان فارسی مقاله: بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده ردیفی و استوانه ای نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق
عنوان انگلیسی مقاله: Computational investigation of film cooling from cylindrical and row trenched cooling holes near the combustor endwall
مجله/کنفرانس: مطالعات موردی در مهندسی حرارتی - Case Studies in Thermal Engineering
رشته های تحصیلی مرتبط: مهندسی مکانیک
گرایش های تحصیلی مرتبط: مکانیک سیالات
کلمات کلیدی فارسی: توربین گازی، لایه خنک گننده، سوراخ استوانه ای، سوراح ترنچ شده، سوراخ رقیق سازی
کلمات کلیدی انگلیسی: Gas turbine, Film-cooling, Cylindrical hole, Trenched hole, Dilution hole
نوع نگارش مقاله: مقاله کوتاه (Short Communication)
نمایه: scopus – master journals – DOAJ
شناسه دیجیتال (DOI): https://doi.org/10.1016/j.csite.2014.07.004
دانشگاه: گروه ترمودینامیک سیالات، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالزی
ناشر: الزویر - Elsevier
نوع ارائه مقاله: ژورنال
نوع مقاله: ISI
سال انتشار مقاله: 2014
شاخص H_index: 16 در سال 2014
شاخص SJR: 0.991 در سال 2014
شناسه ISSN: 2214-157X
صفحات مقاله انگلیسی: 9
صفحات ترجمه فارسی: 14
فرمت مقاله انگلیسی: pdf
فرمت ترجمه فارسی: ورد و pdf
مشخصات ترجمه: تایپ شده با فونت B Nazanin 14
ترجمه شده از: انگلیسی به فارسی
مقاله بیس: خیر
درج شدن منابع داخل متن در ترجمه: بله
ترجمه شدن توضیحات زیر تصاویر و جداول: بله
ترجمه شدن متون داخل تصاویر و جداول: خیر
کد محصول: 9401
ترجمه فارسی فهرست مطالب

چکیده


1-مقدمه


2- مواد و روش ها


3-یافته ها و بحث


4-نتیجه گیری و پیشنهادات

فهرست انگلیسی مطالب

Abstract


Keywords


1. Introduction


2. Methods and materials


3. Findings and discussion


4. Conclusion and recommendations


References

نمونه ترجمه فارسی مقاله

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.

نمونه متن انگلیسی مقاله

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.

محتوای این محصول:
- اصل مقاله انگلیسی با فرمت pdf
- 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
قیمت محصول: ۲۶,۱۰۰ تومان
خرید محصول

دیدگاه خود را بنویسید:

تاکنون دیدگاهی برای این نوشته ارسال نشده است