شبیه سازی عددی اثرات زوایای ترکیبی در عملکرد آدیاباتیک خنک کاری لایه ای

اثربخشی آدیاباتیک خنک کاری لایه ای پره توربین گاز با استفاده از سوراخ هایی با زوایای ترکیبی در سه راستای مختلف مورد بررسی قرار گرفته است، که شامل سه مدل هندسی و یک نسبت تزریق مشخص می باشدکه با استفاده از رهیافت تنش متوسط رینولدز و مدل توربولانسی sst حل شده است. یکی از زوایا شامل 45 درجه نسبت به راستای جریان می باشد و زوایای دیگر در امتداد شعاعی لبه حمله در طرفین خط سکون ،شامل زوایای صفر و 25 درجه نسبت به راستای جریان و سطح پره در ناحیه لبه حمله می باشند و زوایای دیگر ، شامل زوایای صفر و 35 درجه خروجی سوراخ ها نسبت به راستای خط سکون می باشند که با استفاده از نرم افزار تجاری انسیس فلوئنت شبیه سازی شده اند. نتایج بدست آمده نشان می دهند که اثربخشی آدیاباتیک خنک کاری لایه ای در نواحی نزدیک پایه پره به شدت تحت تاثیر این زوایای انحرافی بوده در حالی که با نزدیک شدن به نواحی بالایی تیغه عملکرد خنک کاری لایه ای، تحت تاثیر این زوایای تزریق نخواهد بود.

Numerical Simulation Of the Componend Angles Effects On Adiabatic Film Cooling Effectiveness

AbstractFilm Cooling Adiabatic Effectiveness on a Profile of a Gas Turbine blade that Using Holes with 45 Degree Combined Angles to the Flow Direction and Radial Along the Attack Edge as well as 25 Degree Angles to the Flow Direction and Surface Area of the Attack Edge Area and 35 degrees relative to the outlet hole suefaces along stagnation line, Under a specified blowing ratios, using the Reynolds stress approach and the SST turbulence model, have been investigated by using ANSYS FLUENT commercial software. The results show that the film cooling adiabatic effectiveness in the areas near the blade base is strongly affected by these compond angles, while approaching the upper blade areas, the film cooling effectiveness will not be affected by these injection angles.