|
|
|
|
تحلیل عددی کارایی خنک‌کاری پره توربین گاز با استفاده از شکل جدید سوراخ های لبه پره توربین
|
|
|
|
|
|
|
|
نویسنده
|
محمودی مصطفی ,پیرکندی جاماسب ,شادروان محسن ,زهیری مینابی محمدرضا
|
|
منبع
|
مجله مهندسي مكانيك دانشگاه تبريز - 1399 - دوره : 50 - شماره : 4 - صفحه:191 -200
|
|
چکیده
|
در این تحقیق به بررسی خنک‌کاری پره های توربین گاز با استفاده از سوراخ‌های استوانهای، مخروطی و شبدری و تاثیر شیار عرضی بر کارایی سوراخ خنک‌کننده پرداخته شده‌است . هدف تحقیق، یافتن بهینه‌ترین هندسه‌ی سوراخ خنک‌کاری جهت دست‌یافتن به بالاترین کارایی سوراخ خنک‌کننده در پره توربین گاز می‌باشد. در این تحقیق شبیه‌سازی پره به‌صورت سه‌بعدی وحل عددی بر اساس مدل آشفتگیke realizable انجام شده است. در شبیه سازی سیال خنک‌کننده با زاویه30 درجه نسبت به خط‌وتر لبه‌ی جلویی پره و در نسبت دمش 1و 1.5 و2 درصد به‌جریان اصلی تزریق شده است. تزریق سیال خنک‌کننده به هر سه نوع هندسه خنک کاری استوانه ای، مخروطی و شبدری و در حالت‌های با شیار عرضی و بدون آن، انجام شده است. بر اساس نتایج بهدست آمده بیشترین کارایی خنک‌کاری در لبه حمله به میزان 49.227% و میانگین کارایی خنک‌کاری برای سطح مکش پره 14.7% حاصل شده است که مربوط به شکل شبدری با شیار عرضی ودر نسبت دمش2درصد جریان عبوری از پره‌توربین می‌باشد.
|
|
کلیدواژه
|
کارایی خنک کاری، خنک کاری لایه ای، سوراخ خنک کاری شکل داده شده، پره توربین گاز، حل عددی
|
|
آدرس
|
دانشگاه صنعتی مالک اشتر, مجتمع دانشگاهی هوافضا, ایران, دانشگاه صنعتی مالک اشتر, مجتمع دانشگاهی هوافضا, ایران, دانشگاه صنعتی مالک اشتر, مجتمع دانشگاهی هوافضا, ایران, دانشگاه صنعتی مالک اشتر, مجتمع دانشگاهی هوافضا, ایران
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Numerical Analaysis of Shaped Holes Filmcooling for Leading Edge of A Gas Turbine Blade
|
|
|
|
|
Authors
|
Mahmoudi Mostafa ,Pirkandi Jamasb ,Shadravan Mohsen ,Zahiri Minabi Mohammad Reza
|
|
Abstract
|
This study investigates the performance of Cylindrical conical and clovershaped film cooling holes of gas turbine blades and the effect of transverse trench on film cooling hole efficiency. The purpose of the research was to achieve the optimal film cooling geometry in order to gain the highest film cooling hole of gas turbine blade efficiency. In this study, a threedimensional blade simulation that based on ke realizable turbulence model. Cooling fluid was injected into the mainstream at 30◦ on leading edge stagnation row, with BR=1, 1.5, 2. After injecting the cooling fluid into Cylindrical conical and clovershaped film cooling holes geometries with and without the presence of transverse trench, it was observed that clovershaped hole with transverse trench along, at BR=2 and film cooling efficiency of 0.147 offers the highest film cooling efficiency. Investigation on transverse trench effect for all geometries showed that the presence of trench leads to a higher film cooling efficiency.
|
|
Keywords
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|