21922

21922

تحقيق تجربي بررسي اثرات خنك‌كاري لايه‌اي بر انتقال حرارت رديف پره توربين‌محوري

كارشناسي ارشد

تبديل انرژي - علوم حرارتي

1393

1396/6/31

دكتر رضا تقوي زنوز

مكانيك

در مطالعه‌ي حاضر، عملكرد خنك‌كاري لايه‌اي رديف حفره‌هاي استوانه‌اي بر سطح پره توربين محوري، به‌صورت تجربي و با استفاده از روش حرارتي حالت ماندگار بررسي‌شده است. هندسه پره موردمطالعه، مطابق با هندسه مورداستفاده در موسسه ون كارمن (VKI) مي‌باشد. شش رديف حفره بر روي سطح پره قرارگرفته است كه سه رديف در لبه حمله، دو رديف در سطح مكش و يك رديف در سطح فشار واقع‌شده است. عملكرد خنك‌كاري لايه‌اي هر سه منطقه، در نسبت دمش‌هاي مختلف از 0٫2 تا 1٫2 موردبررسي قرارگرفته است. در طول آزمايش‌ها، شدت اغتشاشات ثابت و برابر با %1٫4، زاويه برخورد متغير از 10- تا 10+ درجه و نسبت چگالي برابر 0٫86 در نظر گرفته‌شده است. عدد رينولدز بر اساس سرعت جريان اصلي و طول وتر پره محاسبه‌شده و مقدار آن از k100 تا k250 متغير مي‌باشد. در اين پژوهش، ضريب اثربخشي خنك‌كاري لايه‌اي، ضريب انتقال حرارت جا‌به‌جايي در حضور خنك‌كاري لايه‌اي، ضريب انتقال حرارت جابه‌جايي بدون خنك‌كاري لايه‌اي، نسبت عدد رينولدز و عدد ناسلت و همچنين نرخ خالص كاهش شار حرارتي (NHFR)، محاسبه‌شده است. نتايج نشان مي‌دهند كه در سطح مكش، با افزايش نسبت دمش تا مقدار 0٫6، ميزان اثربخشي خنك‌كاري افزايش مي‌يابد اما به علت تمايل جريان تزريقي به جدايش از سطح به واسطه هندسه محدب، افزايش بيشتر نسبت دمش منجر به كاهش اثربخشي مي‌گردد؛ اما در سطح فشار، افزايش نسبت دمش، افزايش اثربخشي را به دنبال دارد. در ناحيه لبه حمله نشست جريان تزريقي بر روي سطح پره و به تبع آن مقدار اثربخشي خنك‌كاري پايين مي‌باشد. در اطراف رديف حفره‌هاي خنك‌كاري لبه حمله منتهي به سطح مكش، جدايش جريان و الحاق مجدد به سطح مشاهده شده است. همچنين نتايج نشان مي‌دهند كه افزايش تعداد رديف حفره‌ها، منجر به افزايش اثربخشي به ميزان %12 در نواحي تحت تاثير خنك‌كاري مي‌گردد. با تغيير زاويه برخورد ، تغيير قابل‌توجهي در ميزان اثربخشي خنك‌كاري لايه‌اي در لبه حمله ايجاد مي‌شود. با تغيير زاويه برخورد، محل خط سكون تغيير مي‌كند. نتايج نشان مي‌دهند كه در زاويه برخورد 5- ميزان اثربخشي خنك‌كاري در سطح مكش به مقدار 16% افزايش مي‌يابد، درحالي‌كه ميزان اثربخشي در سطح فشار تغيير چنداني نسبت به حالت طرح نمي‌كند؛ بنابراين منفي شدن زاويه برخورد اثر مطلوب‌تري بر عملكرد خنك‌كاري لايه‌اي دارد. در اين مطالعه، رابطه عدد ناسلت و عدد رينولدز به صورت نشان داده شده است كه حاكي از لايه مرزي مغشوش مي‌باشد. تطابق منحني‌هاي در اعداد رينولدز مختلف نشان مي‌دهد كه رفتار لايه مرزي حرارتي و آيروديناميكي مستقل از شرايط عملكردي است. همچنين در اين پژوهش مقدار كاهش خالص شار حرارتي (NHFR) براي بررسي مزيت خنك‌كاري لايه‌اي و عملكرد خالص آن محاسبه‌شده است. .كاهش خالص شار حرارتي در نقاط تحت تأثير خنك‌كاري لايه‌اي مثبت بوده و اين امر نشانگر عملكرد مطلوب خنك‌كاري لايه‌اي مي‌باشد.

1399/02/18

Experimental Investigation of Film-Cooling Performance on The Heat Transfer of Axial Turbine Cascade of Blades

9/22/2017 12:00:00 AM

In this study, the film-cooling performance of an axial turbine blade is evaluated experimentally using the steady state heat transfer method. The blade geometry used by Von Karman Institute (VKI) is selected for this study. Six rows of circular holes are distributed on the blade surface; three rows on the leading-edge region, two rows on the suction surface and a row of holes on the pressure surface. The blowing ratio and incidence angel are ranged from 0.2 to 1.2 and -10 to +10 degrees, respectively. The free stream turbulence intensity and coolant air density ratio are constant and equal to 1.4% and 0.86, respectively. Experiments are performed at Reynolds numbers ranged between 100000 to 250000 based on the free stream velocity and the blade chord length. The most important parameters of this study are the film-cooling effectiveness, convection heat transfer coefficient with and without film-cooling, the Nusselt to Reynoldsnumber ratio and Net Heat Flux Reduction (NHFR). The results reveal that increasing the blowing ratio improve the film-cooling effectiveness of the pressure surface. However, the best performance of film-cooling on the suction surface is obtained at the blowing ratio of 0.6 and more enhancement of the blowing ratio, decreases the cooling effectiveness due to the convex geometry of the suction surface and injected flow separation. Around the blade leading-edge region, not a considerable augmentation in film-cooling effectiveness happens due to the less momentum carried by the fluid particles within the mainstream. In addition, results provided to clearly recognize locations of possible separation and reattachment on the leading-edge region. Also, it is shown that increasing the number of the cooling hole rows is accompanied by 12 percent augmentation in the cooling efficiency. Results show that incidence angel has a considerable effect on the cooling performance of the leading-edge region. Changing the incidence angel dictates a change in the stagnation line position. The incidence angle of -5 degrees is recognized as the best incidence angel at which an augmentation of 16% is occurred on the suction surface while there is not a considerable loss in pressure surface cooling effectiveness. The relation of Nusselt and Reynolds numbers are evaluated in this study and it is achieved as 𝑁𝑢 ∝ 𝑅𝑒0.8, which indicates the turbulence structure of boundary layer. The 𝑁𝑢 ⁄ 𝑅𝑒0.8 curves of different operating conditions are derived and their coincidence shows the independency of aerodynamic and thermal boundary layers from the test operating condition. Finally, the Net Heat Flux Reduction (NHFR) is calculated which proves the positive effect of film-cooling on the turbine blade surface. Keywords: Axial Turbine Blade, Film-cooling Effectiveness, Blowing Ratio, Incidence Angle, Heat Transfer Coefficient, Net Heat Flux Reduction (NHFR).

خنك كاري لايه اي