انتقال حرارت در توربین

در این فصل ما بر روی تاثیر پارامترهای گوناگون و خصوصیات انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین تمركز می نماییمپیشرفتها در طراحی محفظه احتراق منجر به دماهای ورودی توربین بالا تر شده اند كه به نوبه خود بر روی بار حرارتی و مولفه های عبور گاز داغ تاثیر می گزارددانستن تاثیرات بار حرارتی افزایش یافته از اجزایی كه گاز عبور می كند طراحی روشهای موثرسرد كردن برای
دسته بندی ساخت و تولید
فرمت فایل doc
حجم فایل 3226 کیلو بایت
تعداد صفحات فایل 130

انتقال حرارت در توربین

فروشنده فایل

کد کاربری 8044

مقدمه

در این فصل ما بر روی تاثیر پارامترهای گوناگون و خصوصیات انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین تمركز می نماییم.پیشرفتها در طراحی محفظه احتراق منجر به دماهای ورودی توربین بالا تر شده اند كه به نوبه خود بر روی بار حرارتی و مولفه های عبور گاز داغ تاثیر می گزارد.دانستن تاثیرات بار حرارتی افزایش یافته از اجزایی كه گاز عبور می كند طراحی روشهای موثرسرد كردن برای محافظت از اجزاء امری مهم است.گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت متلاطم می باشد كه سطوح و مقادیر تلاطم 20تا 25% 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، نوك های پره، سكوها و دیواره های انتهایی نیز نواحی بحرانی را در مسیر گاز داغ نشان می دهد. برسی های كار بردی و بنیادی در ارتباط با تمام مولفه های فوق به درك بهتر و پیش بینی بار حرارتی به صورت دقیق تر كمك كرده اند . اكثر برسی های انتقال حرارت در ارتباط با مولفه های مسیر گاز داغ مدل هایی در مقیاس بزرگ هستند كه در شرایط شبیه سازی شده بكار می روند تا درك بنیادی از پدیده ها را فراهم سازد. مولفه ها با استفاده از سطوح صاف و منحنی شبیه سازی شده اند كه شامل مدل های لبه راهنما و كسكید های[1] ایرفویل های مقیاس بندی شده می باشد. در این فصل، تمركز 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 كم ، جریان های حلقوی نا پایدار ، مسیر های داغ و البته دوران می باشد.

2.1.1سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های دما

سطوح تلاطم در محفظه احتراق خیلی مهم هستند كه 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 كه ناشی از سوخت به همراه گاز های كمپرسور 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 كاهش یافته، می تواند منجر به كاهش بار حرارتی در اجزاء توربین و عمر طولانی تر و همچنین كاهش نیاز به سرد كردن می شود. بر سی های انجام شده بر روی اندازه گیری سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم متمركز 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.هركدام از بر سی های فوق در فشار اتمسفر و دمای كم انجام شد. اگرچه بدست آوردن بدست آوردن انرازه گیری ها تحت شرایط واقعی مشكل است اما برای یك طراح توربین گاز درك 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 كردن توربین كمك می نماید.

اخیرا”،Goebel سرعت محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم در جهت موافق جریان یك محفظه احتراق كوچك با استفاده از یك سیستم سرعت سنج دوپلر ولسیمتر(LDV)را اندازه گیری كردنند.آنهاسرعت نرمالیزه شده،تلاطم وپروفیل های دمای موجود برای تمام آزمایش های احتراق را نشان دادند.آنها یك محفظه احتراق از نوع قوطی مانندبكار رفته در موتور های توربین گاز مدرن را استفاده كردند، كه در شكل1-2نشان داده شده است.جریان از كمپرسور 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 یك افت فشار از طریق محفظه احتراق تا ورودی توربین است.فرایند محفظه احتراق توسط اختلاط تدریجی هوای فشرده با سوخت در محفظه قوطی شكل كنترل می شود. طراحان محفظه احتراق نوین نیز بر روی مشكلات و مسائل تركیب و فرایند اختلاط هوا-سوخت تمركز می نمایند احتراق تمیز نیز یك مسئله و كانون برای طراحان ناشی از استاندارد های محیطی الزامی شده توسط دولت فدرال آمریكا و EPA می باشد. با این حال ،طراح محفظه احتراق یك مسئله مورد بحث در این كتاب نمی باشد.

شكل 2-2 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 مركزی 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 استحكام احتراق گردید.دمای شعله آدیاباتیك تغییر داده شد.هوای فشرده در یك موتور توربین گاز ناشی از فرایند تراكم پیش گرم می باشد .با این حال،در این برسی،هوا پیش گرم نمی شود.جریان جرم وفشار0.45 kg/s و6.8 اتمسفر بودند.دما های شعله از 71 تا 1980 متغیر بود.تاثیر احتراق شدیدا” آشكار است هنگامی كه 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 كم میشود.كاهش در پیچ وتاب می تواند در شدت تلاطم مشاهده شود.مقادیر اوج در شدت تلاطم از 10 تا 16% از حالت غیر

مشتعل تا كاملا”مشتعل كاهش یافتند.

پروفیل های دما نیز برای حالت های احتراق اندازه گیری شدند.شكل 3-2 تاثیر سوراخ های رقیق سازی را برای دما های آتش زدن مشابه(1200 ) مقایسه مینماید.پروفیل دما نسبتا”صاف و یكنواخت و بدون سوراخ های رقیق سازی ،با مقادیر اوج در خط مركز می باشد. با این حال ،افزودن سوراخ های رقیق سازی باعث كاهش مقادیر دما بین خط مركز و لبه ها می گردد.آگاهی از پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق یك ضرورت برای محاسبات انتقال حرارت مسیر گاز می باشد.اندازه گیری های پروفبل خروجی دما یك روال تولید كنندگان توربین گاز است.پروفیل های دمای گاز ورودی برای محاسبات انتقال حرارت مولفه مسیر گاز برای براورد كردن 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 كنند. مقیاس اندازه دما یك عامل مهم برای انتقال حرارت مسیر گاز است. با این حال، برسی های فوق هیچ نوع اطلاعاتی در مورد مقیاس اندازه دما فراهم نمی كنند.

2.2- انتقال حرارت در مرحله های توربین:

2.2.1 – مقدمه:

یك مرحله توربین شامل یك ردیف از پره های هادی نازل یا استاتور و یك ردیف از پره های دوران كننده موسوم به روتورها میباشند.سیال وارد معبرهای توربین شده و در جهت لبه پره های هادی روتور خمیده می شود. یك بخش از انرژی سیال به انرژی مكانیكی ناشی از حركت دورانی پره های روتور تبدیل می شود.پره های روتور به محور توربین متصل هستند. حركت دورانی منتقل شده به محور برای راه اندازی كمپرسور استفاده می شود.شكل 4-2 یك مرحله توربین را نشان داده كه از یك معبر پره هادی نازل و یك معبر پره روتور تشكیل شده است.نمودار سرعت برای مرحله(استیج)نیز نشان داده می شود.

2.2.2- استیج توربین موتور واقعی:

درك جنبه های انتقال حرارت برای تمام مولفه های(اجزاء) توربین تحت شرایط واقعی امری مهم است.بعنوان نمونه، سنجش هایی كه بر روی یك توربین تك مرحله تحت شرایط موتور می توانند برای فراهم كردن 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 یك استیج واقعی تحت شرایط موتور واقعی می باشند.

اكثر نتایج اولیه بر روی انتقال حرارت روتور- استاتور واقعی توسطDunn از مركز 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، نوك روتور، سكو و شراع ها(shroud) را ارائه كرد. Dunn از یك توربین گردان كامل از موتور Gerratt TFE 731-2 استفاده كرد.آنها اندازه گیری فلوی حرارت درباره پره هادی نازل (NGV)، روتور و شراع توربین گزارش كردند.یك مجموعه شوك- تونل برای ارائه شرایط خوب تعریف شده در نظر گرفته شد و تعداد كافی از پارامترها برای بهبود اطمینان در اطلاعات طراحی و فنون در حال توسعه مطرح گردید. اندازه گیری های فشار استاتیك با استفاده از آشكار سازهای فشار بر روی مقطع كلی توربین بدست آمدند.گیج های جریان حرارت فیلم نازك در استیج توربین روی دیوار انتهایی نوك NGV و مكش موتور وسطوح فشار

نصب شدند.شكل 5-2 مجموعه تونل- شوك بكاررفته توسطDunn را نشان می دهد.

Dunn نیز اندازه گیری های فشار و فلوی حرارت را برای یك استیج توربین با نسبت كم ارائه كرد. در برسی های فوق الذكر،آنها یك استیج پر فشار با یك نسبت تقریبا” 1.5 را مطاله كردند.یك توربین نیروی هوایی/ Garentt با نسبت كم (LART) بایك نسبت تقریبا”1.5 برای این بررسی استفاده گردید. یك مجموعه تونل باد لوله مانند برای شوك مشابه در برسی های اولیه استفاده گردید.شكل 6-2 طرحی از استیج LART رانشان میدهد.عدد ورودی ،فشار كلی،دمای كلی وجریان وزن بر روی شكل نشان داده می شوند. اندازه گیری ها برای توپی NGV و دیواره های

انتهایی نوك و پره روتور برای این استیج بدست آمدند.

شكل 7-2 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 مركزی را نشان می دهند.

شكل 8-2 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، 11% افت می كند وسپس بتدریج بر روی سطح فشار كل تا دنباله لبه افزایش می یابد.توزیع های فشار آشكار میباشد كه جریان سطح فشار در 50% 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 كه در حدود فاصله سطح 6% رخ می دهد(نسبت داده می شود). وقتی انتقال در فاصله سطح 25% كامل می شود،عدد stanton بتدریج بطرف دنباله لبه كاهش مییابد. از این روابط، بنظر می رسد كه سطوح فشار و مكش دارای لایه های مرزی تلاطم قوی هستندو اعداد stanton پیش بینی شده خیلی كمتر از

مقادیر اندازه گیری شده هستند.

Dunn اندازه گیری های مربوط به توپی NGV و دیواره های انتهایی نوك را انجام داد.شكل 9-2 اطلاعات عددstanton را برای محل های نزدیك دیواره انتهایی سطح فشار ،وسط دیواره انتهایی و نواحی دیوار انتهای سطح مكش مجاور نشان می دهد. توپی[2] و نوك دیواره انتهای روشهای مشابه را نشان می دهند. اعدادstanton در حدود 60% فاصله سطح از لبه راهنما به دنباله لبه غیر تخت می باشند و سپس به

طرف دنباله لبه افزایش می یابد .

اعداد stanton بالاتر نزدیك به دنباله لبه ممكن است ناشی از جریان شتاب دار باشد.

شكل 10-2 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 یك مولفه گردان نمی باشد.توزیع های عدد stanton مشابه روی سطوح فشار ومكش پره می تواند به دوران پره كمك نماید. Dunn نشان می دهد كه آنها مشاهده كردند تاثیر دوران تغییرات توزیع عدد stanton برروی فویل هوای را كاهش میدهد. عدد اوج stanton در فصله تقریبی 3.5% در سمت فشار رخ می داد. عدد stanton به سرعت از لبه هدایت كننده تا حدود 30% فاصله سطح سقوط می كند. توزیع فشار برای پره نشان می دهدكه جریان در حدود37% فاصله سطح در طرف مكش سونیك می شود.در این نقطه عددstanton سطح زیاد می شود و به حداكثر مقدار فاصله سطح دیگر حدود 70% میرسد.جدای از فاصله سطح 70% ، اعداد stanton به طرف دنباله لبه كاهش می یابد . با این حال Dunn هیچ اندازه گیری نزدیك ناحیه دنباله لبه ندارد مگر یك نقطه واحد در فاصله سطح 90% . روی سطح فشار پره عدد stanton از یك مقدار حداكثر در فاصله دور 3.5% تا یك مقدار حداقل در فاصله سطح 25% افت می كند.این یك ناحیه دارای شیب فشار قوی میباشدكه باعث كاهش سرعت جریان بر روی سطح فشار می گردد.سپس در جهت موافق جریان عدد stanton مجددا”تا یك مقدار زیاد در حدود فاصله سطح 70% مانند حالت سطح مكش زیاد می شود.مقادیر عدد stanton از فاصله سطح 70% تا دنباله لبه بر روی سطح فشار كم میشوند.

پیش بینی های لایه مرزی لایه ای وتلاطمی نیز روی شكل نشان داده میشود. پیش بینی های لایه مرزی تلاطم(آشفته) با اطلاعات سطح فشار توافق خوبی دارد ولی خیلی بیشتر از اطلاعات سطح مكش است. بر اساس نتایج میتوانیم بگوییم كه لایه مرزی سمت فشار از لبه هدایت كننده كاملا” آشفته است،در حالیكه لایه مرزی سمت مكش ممكن است لایه ای شود و انتقال به لایه مرزی آشفته در امتداد سطح را طی نمایدو به لایه مرزی آشفته كامل نزدیك به دنباله لبه برسد.

شكل 11-2 تویع عددstanton روی مركز نوك پره را نشان می دهد.Dunn سه محل روی مركز (سكو) و ده محل روی نوك برای اندازه گیری های جریان حرارت داشت.از اطلاعات چنین بنظر می رسد كه اطلاعات stanton ناحیه نوك خیلی بیشتر از ناحیه سكو است. در مقایسه با تاثیرات سطح پره ،اعداد استانتون ناحیه نوك از مرتبه

لبه هدایت گر پره هستند كه انتقال حرارت زیاد را نشان می دهد. بعدا”در این فصل درباره انتقال حرارت نوك پره صحبت می كنیم .

2.2.3- استیج توربن شبیه سازی شده:

Blair آزمایشاتی روی دمای محیط در مقیاس بزرگ در مدل استیج توربین انجام داد. مدل استیج-توربین شامل یك استاتور ،یك روتور و یك 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 كردنند. گزارش جامعی از این برسی آزمایشی می تواند از مقاله Dring در مركز تحقیقات فن آوری UTRC بدست آمد. جزئیات آزمایش و تجهیزات در برسی های فوق یافت میشوند.شكل 12-2 شكل هندسی و زوایای جریان ایرفویل را نشان میدهد. این آزمایش برای اجرای برسی های جریان اطراف توربن و پره كمپرسور طراحی

گردید.مجموعه شامل استیج در این این مطالعه هندسه توربین است .

شكل 13-2 فشار های استاتیك اندازه گیری شده روی ایرفویل را نشان میدهد. برای اولین استاتور ، جریان روی سطح ایرفویل بخوبی رفتار كرد.سطح فشار و جریان موضعی بطور پیوسطه از لبه هدایت كننده به تدریج بطرف دنباله لبه افزایش سرعت یافت و بخش بزرگی از افزایش پس از فاصله سطح 60% بود. سطح مكش جریان در ابتدا افزایش سرعت یافت و سپس كاهش یافته و بعدا”بطرف ناحیه گلویی[3] افزایش سرعت یافت و سپس به آرامی به طرف دنباله لبه بدون جدا شدن جریان كاهش سرعت پیدا كرد.برای پره روتور كاهش سرعت جریان در نزدیك لبه هدایت كننده سطح مكش و فشار رخ داد.سطح، فشار پس از كاهش اولیه تا حدود فاصله سطح 3% ،جریان بطور پیوسته بطرف دنباله لبه افزایش سرعت پیدا كرد. سطح مكش، جریان از فاصله سطح 5% تاحدود فاصله سطح 25% افزایش سرعت پیدا كرد . سرعت جریان تقریبا” از 25 تا 70% فاصله سطح ثابت بود و سپس بطرف دنباله لبه كاهش یافت. برای استاتور دوم، توزیع فشار شبیه به توزیع اولین استاتور بود بغیر از مجاورت لبه هدایت كننده. روی سطح فشار یك افزایش بدنبال یك كاهش ملایم فشار در جهت موافق جریان لبه هدایت كننده وجود داشت. در سطح مكش یك افزایش سرعت پیوسته جریان بطرف گلویی وجود داشت وسپس جریان به سمت دنباله لبه كاهش

یافت پس از اینكه به حداكثر سرعت در گلویی رسید.

شكل14-2 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 كه فاصله استاتور1 تا روتور وروتور تا استاتور 2 ،65% و 63% وتر پره روتور بود.نتایج برای یك مورد دارای یك شبكه آشفته مخالف جریان استاتور 1 در مقابل حالت بدون شبكه مقایسه می شوند. آشفتگی شبكه تولید شده حدود9.8% در ورودی اولین استاتور بود. استاتور 1 لایه مرزی لایه ای را بر روی سطح فشار كل بدون یك شبكه نشان می دهد. با این حال شبكه اعداد stanton بیشتر میشود كه نشانه انتقال به آشفتگی موافق جریان لبه هدایت كننده است. سطح مكش، انتقال در S/Bx=1 (نسبت فاصله سطح به وتر محوری ایرفویل)بدون شبكه رخ می دهد. انتقال به S/Bx=0.2 با شبكه حركت می كند . این نشان می دهد كه یك جریان ورودی آشفته در محل انتقال لایه مرزی روی سطوح فشار و مكش 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 15 تا20% در ورودی استاتور اولین مرحله (اولین استیج) می باشد.

برای روتور، تاثیر آشفتگی ، مانند اولین استاتور آشكار نمی باشد.حالت آشفتگی كم نشان می دهد كه لایه مرزی فقط در مجاورت لبه هدایت كنند 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 شبكه 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 شبكه 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 شبكه است. بر روی سطح مكش كمی تحت تاثیر می باشد .جریان بی ثبات باعث تولید آشفتگی در جریان آزاد می شود كه بطور متوسط آشفتگی در مقادیر 10 تا15% را برروی آشفتگی تولید شده توسط شبكه موجود قبلی تولید می نماید. این امر ممكن دلیلی برای اعداد استانتون بالاتر پره روتور در مقایسه با اولین استاتور باشد. برای دومین استاتور ، تاثیر آشفتگی شبكه 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 مكش برای اولین استاتور در حالت آشفتگی نسبتا” كم 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 آشكار است .اطلاعات بیشتر درباره آزمایش میتوانند از مقالات Dring بدست آیند.

شكل 15-2 تاثیر عدد رینولدز جریان اصلی بر روی توزیع های عدد استانتون اولین استاتور ،تحت آشفتگی شبكه بالا(9.8% ) را نشان می دهد. سطح مكش ، یك كاهش در عدد رینولدز(Re)محل انتقال لایه مرزی را از لبه هدایت كننده روتورمی برد.برای Re=642900 انتقال در جهت موافق لبه هدایت كننده 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 كننده میرود كه به نوبه خود منطقه انتقال حرارت لایه ای و منطقه انتقال حرارت آشفته را كاهش می دهد و منطقه انتقال حرارت آشفته را بر روی سطح فویل هوا توسعه می دهد .در سطح فشار ، تاثیر عدد رینولدز تا یك سطح S/Bx= -0.4 احساس نمی شود. بعدا”در جهت موافق جریان، انتقال حرارت اندازه گیری شده از پیش بینی های آشفتگی كاملا” تجاوز كرد در حالی كه برای اعداد

رینولدز كمتر ،مقادیر انتقال حرارت اندازه گیری شده با پروفیل آشفتگی انطباق كامل داشت.

2.2.4- اندازه گیری های انتقال حرارت تجزیه شده زمانی بر روی یك پره روتور:

Guenette اندازه گیری های انتقال حرارت را برای یك پره توربین تراسونیك[4] در مقیاس كامل 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 مكانیك سیال توربین وانتقال حرارت طراحی شده است. آنها از گیجهای جریان حرارت فیلم نازك برای اندازه گیری های انتقال حرارت سطح استفاده كردند. جزئیات بیشتر درباره روش اندازه گیری می تواند در تحقیقات Guenette یافت شود. شكل 16-2 آرایش جریان

توربین MIT را نشان می دهد. شكل هندسی استیج توربین نشان داده شده است.

شكل 17-2 توزیع های فشار پروفیل محاسبه شده را برای پره روتور نشان می هد. بر سطح فشار یك كاهش سرعت جریان اولیه تا حدود 5% فاصله سطح وجود دارد سپس یك افزایش سرعت تدریجی تا حدود60% فاصله سطح و یك كاهش سرعت مختصر موافق جریان لبه هدایت كننده وجود دارد. سپس جریان تا حدود 75% فاصله سطح زیاد می شود كه محل گلویی است و سپس بطرف دنباله لبه كاهش می یابد .پره دوباره بار گیری می شود، هنگامی كه بالاترین سرعت جریان موضعی در یك محل

نزدیك به دنباله لبه رخ می دهد.

شكل 18-2 میانگین اندازه گیری های جریان حرارت تجزیه شده زمانی در اطراف بخشهای میانی پره روتور نشان می دهد. معدل گیری بر روی معبرهای 360 پره متوالی انجام می شود. شكل ها اندازه گیری را در 12 محل بر روی سطح پره نشان می دهد .محققان یك آشفتگی همبسته وسیع را بر روی سطح فشار در امتداد پره مشاهده كردند.محققان نشان می دهند كه آشفتگی ممكن است معرف جابجایی مسیر بطرف معبر باشد.دوره زمانی عبور از پره برروی یكی از پروفیل های زمان نشان داده می شود. رقیق سازی توزیع ممكن است ناشی از افزایش سرعت جریان عبوری از لبه هدایت كننده تا دنباله لبه باشد. برسطح مكش ، مدولاسیون عبور پره ،قوی تر از لبه هدایت كننده است(70 تا90% ) و به طرف دنباله لبه رقیق می شود (30 تا 40%) .تاثیر NGV در جهت موافق جریان كم می شود هنگامی كه جریان وارد معبرهای پره ناشی از افزایش سرعت قوی جریان از لبه هدایت كننده دنباله لبه می گردد .تغییرات شدید اطلاعات بر روی سطح مكش ،انتشار قوی بطرف سطح مكش نزیك به لبه

هدایت كننده و حركت بطرف سطح فشار نزدیك به دنباله لبه را نشان می دهد.

شكل 19-2 یك مقایسه از دماهای میانگین و اندازه گیری شده توسط حسگر های فوقانی در محل اندازه گیری جریان حرارت بر روی سطح مكش را نشان می دهد. نوسانات كوچك شبیه به نوسان حلقه، نوسان الكتریكی و نوسان جریان توسط روش مذكور فیلتر می شوند.از پروفیل های زمانی اندازه گیری شده می توان مشاهده كرد كه جریان با عبور از پره بصورت تناوبی(پریودی) است

پاسخ دهید

نشانی ایمیل شما منتشر نخواهد شد. بخش‌های موردنیاز علامت‌گذاری شده‌اند *