این فصل عمدتاً روی موضوعات انتقال جرم و حرارت تمرکز می یابد چون آنها برای خنک سازی اجزا ی دستگاه توربین بکار می روند و انتظار می رود که خواننده با اصول مربوطه در این رشته ها آشنایی داشته باشد. تعدادی از کتابهای فوق العاده (1-7) در بررسی این اصول توصیه می شوند که شامل Streeter، دینامیک ها یا متغیرهای سیال Eckert و Drake، تجزیه و تحلیل انتقال جرم و حرارت، Incropera و Dewitt، اصول انتقال حرارت و جرم, Rohsenow و Hartnett، کتاب دستی انتقال حرارت, Kays، انتقال جرم و حرارت همرفتی, Schliching، تئوری لایه مرزی، و Shapiro، دینامیک ها و ترمودینامیک های جریان سیال تراکم پذیر.
وقتی یک منبع جامع اطلاعات موجود باشد. مولف این فصل خواننده را به چنین منبعی ارجاع میدهد. با این وجود وقتی داده ها در صفحات یا مقالات گوناگون پخش شده باشند, مولف سعی می کند که این داده ها را در این فصل بطور خلاصه بیان نماید.
فهرست اسامی نمادها
a- سرعت صورت
b- بعد خطی در عدد دورانی
- منطقه مرجع, منطقه حلقوی مسیر گاز
Ag – سطح خارجی ایرفویل
- عدد شناوری
BR,M- نرخ وزش
CP- حرارت ویژه در فشار ثابت
d-قطر هیدرولیکی
e- ارتفاع آشفته ساز
-عدد اکرت
g- شتاب جاذبه زمین
FP= پارامتر جریان برای هوای خنک سازی
G= پارامتر ناهمواری انتقال حرارت
Gr= - عدد گراشوف
h- ضریب انتقال حرارت
ht- ضریب انتقال حرارت افزایش یافته با آشفته سازها
- نسبت شار اندازه حرکت
k- رسانایی حرارتی
-رسانایی حرارتی سیال
L-طول مرجع
m-نرخ جریان جرم
mc- نرخ جریان خنک سازی
M= - نرخ دمش
Ma= V/a- عدد ماخ
rpm وN- سرعت روتور
NUL= hL/kf- عدد نوسلت
Pr= -عدد پرانتل
PR= نسبت فشار کمپرسور
Ps=فشار استاتیک
Pt= فشار کل
Ptin-فشار کل ورودی
Q- نرخ انتقال حرارت- نرخ انتقال انرژی
- شار حرارتی
p- شیب بام آشفته ساز
r- وضعیت شعاعی
R- شعاع میانگین, شعاع محفظه احتراق (کمباستر), مقاومت, ثابت گاز
Ri-شعاع موضعی تیغه
RT- شعاع نوک تیغه
Rh=شعاع توپی یا مرکز تیغه
Red= - عدد رینولدز براساس قطر هیدرولیکی d
ReL= - عدد رینولدز براساس L
Ro= b/U - عدد دورانی
Ros= 1/Ro- عدد Rossby
s-فاصله سطح نرمال شده
St- عدد استانتون
t- زمان
Tc- دمای هوای خنک سازی و نیز دمای تخلیه کمپرسور
Tf- دمای فیلم سطح
Tg- دمای گاز
Tgin- دمای گاز ورودی
Tm- دمای فلز و نیز دمای لایه مخلوط سازی
Tref- دمای مرجع
Tst- دمای استاتیک موضعی
Tu- شدت جریان آشفتگی
- نوسان سرعت محوری محلی
uin- سرعت گاز ورودی
U,V,W- مولفه های سرعت جریان خنک سازی یا جریان اصلی در جهات z, y, x
w- پهنا
- زوایه شیب جت فیلم
- زاویه بین فیلم جت و محورهای جریان اصلی
- نسبت حرارتی ویژه
- ضریت حجمی انبساط حرارتی, همواری سطح
- قابلیت انتشار حرارتی گردابی
- قابلیت انتشار اندازه حرکت گردابی
- تاثیر انتقال حرارت
- تاثیر خنک سازی
- بارزه حرارتی
- ویسکوزیته مطلق گاز
- چگالی
- حد تنش گسیختگی
- فرکانس دورانی
زیر نویس ها
aw- دیوار آدیاباتیک d- براساس قطر لبه هدایت کننده (سیلندر)
b- جسم o-کل
C- خنک کننده w-دیوار
- ویژگی جریان اصلی(جریان آزاد)tur-توربین
f- فیلم hc- آبشار داغ
خنک سازی توربین بعنوان یک تکنولوژی کلیدی برای بهینه سازی موتورهای توربین گازی
عملکرد یک موتور توربین گازی تا حد زیادی تحت تاثیر دمای ورودی توربین می باشد و افزایش عملکرد قابل توجهی را می توان با حداکثر دمای ورودی مجاز توربین بدست آورد. از نقطه نظر عملکردی، احتراق با دمای ورودی توربین در حدود می تواند یک ایده ال به شمار آید چون هیچ کاری برای کمپرس کردن هوای مورد نیاز برای رقیق کردن محصولات احتراقی به هدر نمی رود. بنابراین روند صنعتی جاری, دمای ورودی توربین را به دمای استوکیومتری سوخت بخصوص برای موتورهای نظامی, نزدیکتر می کند. با این وجود دمای مجاز اجزای فلزی نمی تواند از تخطی کند. برای کارکردن در دماهای بالای این حد, یک سیستم موثر خنک سازی اجزا مورد نیاز است. پیشرفت در خنک سازی, یکی از ابزار اصلی برای رسیدن به دماهای ورودی توربین بالاتر میباشد و این امر به اصلاح عملکرد و بهبود عمر توربین منتهی می شود. انتقال حرارت یک عامل مهم طراحی برای همه بخش های یک توربین گاز پیشرفته بخصوص در بخش های توربین و محفظه احتراق می باشد. در بحث وضعیت خنک سازی مصنوعی بخش داغ، باید به خاطر داشته باشید که طراح توربین مرتباً تحت فشارهای شدید برنامه زمانبدی توسعه, قابلیت پرداخت, دوام و انواع دیگر محدودیت های درون نظامی می باشد و همه اینها قویاً انتخاب یک طرح خنک سازی را تحت تاثیر قرار میدهند.
چالش های خنک سازی برای دماهای پیوسته در حال افزایش گاز و نسبت فشار کمپرسور
پیشرفت در موتورهای توربین گاز دارای توان ویژه بالا و بازده بالای پیشرفته نوعاً با افزایش در دمای عملکرد و نسبت فشار کل کمپرسور ارزیابی می شود. رایجترین موتورهای تک چرخه ای با نسبتهای فشار بالاتر و دماهای گاز بالاتر به شکل متناسب می تواند توان بیشتری را با همان اندازه و وزن و بازده سوخت موتور کلی بهتر بدست آورد. موتورهای دارای بهبود دهنده ها از لحاظ ترمودینامیکی از نسبت های فشار بالای کمپرسور, بهره نمی برند. آلیاژهای پیشرفته برای ایرفویل های توربین می تواند به شکلی ایمن در دماهای فلز کمتر از عمل کرده و آلیاژها برای صفحات و ساختارهای ساکن به محدود می شوند. ولی توربین های گازی مدرن در دماهای ورودی توربین عمل می کنند که بالای این محدوده هاست. همچنین یک تفاوت قابل توجه در دمای عملکردی بین توربین های هواپیمای پیشرفته و توربین های صنعتی وجود دارد. این نتیجه تفاوتهای اصلی در عمر, وزن, کیفیت سوخت به هوا و محدودیت های مربوط به بیرون دهی هامی باشد.
شامل بخشهای:
مقدمه
خنک سازی توربین بعنوان یک تکنولوژی کلیدی برای بهینه سازی موتورهای توربین گازی
چالش های خنک سازی برای دماهای پیوسته درحال افزایش گاز ونسبت فشارکمپرسور
تکنیک های خنک سازی استفاده شده متداول
تاثیر خنک سازی
مشکلات خنک سازی
ترکیب پوشش های حصار حرارتی و خنک سازی
فرایند بهبود خنک سازی ایرفویل
تعریف پارامترهای شباهت انتقال جرم و حرارت اصلی
کنش متقابل انتقال جرم – حرارت در لایه مرزی ایرفویل
نقش تشابه در رقابت تجربی حرارت ایرفویل توربین و انتقال جرم
موضوعات انتقال حرارت گذرا و پایدار در بخش داغ موتور
دمای فلز و تاثیر آن روی عمر اجزای توربین
موضوعات مربوط به تغییرمکان های دمایی گذرای روتوربه استاتوروکنترل فاصله نوک آزاد
خنک سازی نازل توربین
تقابل با محفظه احتراق
انتقال حرارت پره
-خمیدگی
-تاثیرات ناهمواری
-اغتشاش
خنک سازی فیلم پره
-نسبت دمش
-انحنای سطح
-گرادیان فشار
-آشفتگی جریان اصلی
-شیارهای خنک سازی فیلم
-تجمع فیلم
-تاثیر تزریق هوای خنک سازی فیلم روی انتقال حرارت سطح
موضوعات خنک سازی دیواره نهایی
خنک سازی تیغه توربین
تاثیرات سه بعدی ودورانی روی انتقال حرارت تیغه
-نیروهای دورانی
-تاثیرات سه بعدی
پروفایل دمای گاز شعاعی
تاثیرات ناپیوستگی
تکنیک های خنک سازی درونی تیغه
-گذرگاههای درونی هموار
- تیرک ها/فین ها (نوارهای زاویه دار یا طولی)
-پین فین ها
-تاثیر جت
-جریان گردابی
-خنک سازی فیلم
موضوعات خنک سازی سکو و راس
خنک سازی ساختارهای روتور و استاتور
-منبع خنک سازی و سیستم های هوای ثانویه
بافر کردن مجموعه دیسک و روشهای خنک سازی دیسک
خنک سازی ساختارحفاظتی نازل و جایگاه توربین
خنک سازی محفظه احتراق
-تاثیر تحول طراحی محفظه احتراق روی تکنیک های خنک سازی
خنک سازی تعریق
خنک سازی نشتی
همرفتی بخش پشتی افزوده
پوشش دهی حصار حرارتی
انتقال حرارت تجربی پیشرفته و معتبر سازی خنک سازی
ارزیابی انتقال حرارت بیرونی و تکنیک های معتبر سازی خنک سازی
-رنگ حساس به فشار
-ارزیابی غیر مستقیم آشفتگی
ارزیابی های انتقال حرارت و جریان داخلی
شبیه سازی انتقال حرارت مزدوج و معتبر سازی در یک آبشار داغ
-معتبر سازی تاثیر خنک سازی تیغه در آبشار داغ
شرایط مرزی تجربی دیسک توربین
تائید خنک سازی در یک آزمون موتور
-ابزار بندی متعارف
-پیرومتر درج شده درگاه بروسکوب
-رنگ های حرارتی دما بالا
بررسی های چند نظامی در انتخاب سیستم خنک سازی توربین
شامل 222 صفحه فایل word قابل ویرایش
دانلود تحقیق انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی
