19658

۱۹۶۵۸

امكان سنجي تئوريك تغيير سيكل توربين گاز به منظور كاهش تلفات اگزرژي

كارشناسي ارشد

تبديل انرژي

1395

۱۳۹۷/۰۷/۱۶

دكتر حجت قاسمي

مكانيك

در اين پروژه، با هدف كاهش اگزرژي گاز خروجي از موتور و افزايش راندمان جلوبرندگي و كلي، سيكل جديدي بر پايه سيكل برايتون معرفي و مورد بررسي قرار گرفته است. نيروي پيشرانش در اين سيكل تنها ناشي از انبساط قسمتي از هواي فشرده‌ي خروجي از كمپرسور، در يك نازل است. به اين ترتيب به آن قسمت از جريان، سوختي پاشيده نشده و در حالت ايده‌آل اگزرژي گاز خروجي از نازل برابر با صفر است. در بخش ديگري از اين تحقيق، با اضافه كردن محفظه‌ي احتراقي در مسير جريان كنارگذر، سيكل اوليه‌ي معرفي شده، بهبود يافته و سيكل كاري ديگري معرفي مي‌گردد. در اين تحقيق نشان داده مي‌شود كه اين ايده‌ي پيشنهادي، مي‌تواند در طراحي موتوري با دماي كمتر ورودي به توربين و هزينه ساخت كمتر، موثر واقع شود. مطابق با نتايج بدست آمده از تحليل اين سيكل نشان داده شده كه تراست ويژه موتوري كه دماي ورودي توربين در آن T_t14=1400 K است و دماي ورودي به نازل كنارگذرT_t4=1700 K است، با تراست ويژه موتوري با T_t4=1200 K,T_t14=2000 K برابر خواهد بود. لذا با استفاده از همين ايده، يك موتور از نگاه ترموديناميكي و پيشرانشي طراحي شده و مورد تحليل قرار گرفته است. سپس در بخش آخر اين پروژه، سيكل موتور در نظر گرفته شده از نظر عملكردي بررسي مي‌شود و تحليل خارج از طرح بر روي آن انجام خواهد شد. نتايج كلي حاصل از تحقيق، نشان مي‌دهد كه ايده‌ي مطرح شده براي سيكل كاري يك موتور هوايي، از مزيت‌هاي نسبي خوبي در مقايسه با موتورهاي رايج برخوردار است و با وجود همه ملاحظات احتمالي، مي‌تواند به عنوان پيشنهادي جديد در حوزه‌ي توربين‌هاي گازي هوايي مطرح شده و مورد بررسي‌هاي علمي بيشتر قرار گيرد.

1397/08/29

Theoretical feasibility study of changing the gas turbine engine cycle in order to reduce the exergy losses

11/22/2018 12:00:00 AM

The working cycle of a turbojet has been redesigned to lessen the exergy of outlet stream of the engine, a plan is introduced based on the Brayton cycle named dual stream turbojet (DST). Due to lower exergy of the outlet stream, the new plan is set based on the minimum flow passes through the combustor. In this design, the main compressed stream splits into two parts after the compressor. The first part enters the combustion chamber and then goes through turbine blades to produce only needed work for the compressor. This portion of flow expands to minimum possible pressure (P_0) with no thrust production. Second portion passes through a bypass duct which generates the cold thrust. As this stream leaves the nozzle at a temperature and pressure equal to infinity, so the exergy loss of this bypass stream is zero. In the ideal case, the total thrust of this engine is gained by the cold bypass stream. The parametric cycle analysis has been done for the presented cycle and also it has been compared with turbojet and turbofan engine cycles. In another part of this research, The DST cycle has been improved using a bypass combustor. A plan with new configuration has been proposed for aero-engines in order to lessen the price of engine by reducing the turbine inlet temperature. The cycle parametric analysis has been done for this engine in ideal and real case. According to the results, the specific thrust will be increased proportionally by increasing the bypass nozzle inlet temperature. Also it has been concluded that it is possible to using this engine with less turbine inlet temperature than conventional ones while the needed thrust is also generated. This objective becomes to reality by implementation of high temperature for bypass thrust nozzle. Finally at the last part of the article, a reference point has been proposed and a performance analysis (off-design) has been done for the designed engine.