21024

۲۱۰۲۴

مطالعه عددي خنك كاري ماتريسي در سرمايش پره توربين گاز

كارشناسي ارشد

تبديل انرژي

۱۳۹۷

۱۳۹۷/۱۱/۲

دكتر سيد مصطفي حسينعلي پور - دكتر حميد صفاري

مكانيك

توربين گاز بطور گسترده در پيش¬رانش هواپيماها، توليد نيرو و قسمت¬هاي مختلف صنعت مورد استفاده قرار مي¬گيرد. بازده حرارتي و توان خروجي توربين گاز با افزايش دماي ورودي توربين افزايش مي¬يابد. اين دما در حال حاضر در بسياري از توربين¬هاي پيشرفته، بسيار بالاتر از دماي ذوب جنس پره است. بنابراين در كنار پيشرفت در زمينه مواد با نقطه ذوب بالا، مي¬بايست روش مناسب¬تري براي ادامه عملكرد امن توربين¬هاي گاز بهبود داده شود. اين پايان¬نامه به طور خاص خنك¬كاري ماتريسي را مورد بررسي قرار مي-دهد. ابتدا با استفاده از داده¬هاي دستگاه تست تجربي براي كانال صاف، روش حل شبيه¬سازي عددي صحت¬سنجي شده است. هندسه ماتريسي با زاويه ريب ۴۵ درجه با دو لايه زيركانال طراحي و محاسبات استقلال از شبكه پس از مش¬بندي ارايه شده است. اين هندسه در حالت ساكن با رينولدز جريان 23000-5500 و اعداد چرخش 0.15-0.05 در جالت دوار شبيه¬سازي شده است. نتايج نشان داد در حالت ساكن با افزايش رينولدز، عملكرد حرارتي كاهش مي¬يابد. همچنين در حالت دوار با رينولدز ثابت، افزايش عدد چرخش باعث كاهش عملكرد حرارتي خواهد شد. در حالت دوار بدليل چرخش هندسه، مقدار ميان انتقال حرارت در صفحه مكش اندكي بيشتر از صفحه فشار است. در نهايت نتايج شبيه¬سازي در حالت ساكن نيز با نتايج آژمايشگاهي منتشر شده نيز مقايسه و تطبيق خوبي نشان داده است. واژه‌هاي كليدي: خنك¬كاري، پره، توربين گاز، خنك¬كاري ماتريسي

1398/06/17

Numerical investigation on matrix cooling geometry for gas turbine blade cooling

1/22/2020 12:00:00 AM

Gas turbines are extensively in use for aircraft propulsion, land-based power generations, and various industrial applications. Thermal efficiency and the power output of a gas turbine increases with increase in turbine rotor inlet temperature (RIT). The current RIT level in many advanced gas turbines is far above the melting point of the used blade material. Therefore, along with development in high temperature material, a more sophisticated cooling scheme must be developed for continuing the safe operation of gas turbines with high performances. Present theses focouses on matrix cooling technique. Numerical solving method is first validated by experimental data in a smooth channel in both stationary and rotating situations. Then a two layered matrix geometry with rib angle equals to 45 degrees is designed and mesh independency calculations are presented after meshing the matrix. This configuration is simulated in stationary situation with Reynolds number ranging 5500-23000 and in rotating situation with rotation number ranging 0.05-0.15. Results has shown TPF decreases with increasing Reynolds. In rotating matrix with equal inlet Reynolds, increasing rotation number results in decreasing TPF. Also rotation cause an enhancement of heat transfer on the suction side of the geometry. At last the numerical simulations is compared with published experimental data and shown a good compatibility. Keywords: blade cooling, gas turbine, matrix cooling