پديد آورنده :
شاه سواري، علي
عنوان :
طراحي يك طبقه فن محوري گذر صوت به همراه شبيه سازي عددي سه بعدي آن در نقاط طراحي و خارج طراحي
مقطع تحصيلي :
كارشناسي ارشد
گرايش تحصيلي :
تبديل انرژي
محل تحصيل :
اصفهان: دانشگاه صنعتي اصفهان، دانشكده مهندسي مكانيك
صفحه شمار :
پانزده،116ص.: مصور
استاد راهنما :
مهدي نيلي احمدآبادي
استاد مشاور :
ابراهيم شيراني
توصيفگر ها :
طراحي يك بعدي , تعادل شعاعي , تحليل ترموديناميكي سيكل توربوفن
تاريخ نمايه سازي :
94/11/18
استاد داور :
احمد سوهانكار، محمدرضا توكلي
چكيده فارسي :
چكيده در طي سالهاي اخير نسبت گذردهي جنبي به عنوان يك پارامتر تاثيرگذار در كاهش مصرف سوخت افززايش بزرد پزروازي و كزاهش آلودگي زيست محيطي در توربوفنهاي غير نظامي مورد توجه خاص شركتهاي سازنده و پژوهشگران عرصهي توربينگاز قرار گرفته است از سوي ديگر نسبت فشار راندمان و محدودهي عملكردي از پارامترهاي بسيار مهم در طراحي فنها و كمپرسورها بودهاند در اين پاياننامه بر اساس اصول و مباني طراحي در ابتدا يك كمپرسور و سپس يك فن گذر صوت محوري بازطراحي شدهانزد روش اسزتفاده شده براي طراحي كمپرسور بر مبناي ضريب پخش ثابت در تركيب با تعادل شعاعي بوده كه اين روش در طراحي فن نيز مزورد اسزتفاده قرار گرفته است طراحي فن بار ديگر براساس توزيع ضريب پخش در تركيب با تعادل شعاعي انجزام شزده اسزت هزدف اصزلي از ايزن بازطراحي افزايش نسبت فشار بهبود راندمان افزايش محدودهي عملكردي و از همه مهمتر افزايش نسبت گذردهي جنبي در قطر ثابت است براي استخراج هندسه يك برنامهي رايانهاي بر حسب روش طراحي نوشته شده است اين برنامه بزا گزرفتن وروديهزاي الزم بزراي طراحي قابليت محاسبهي مشخصات هندسي شامل توزيع زاويه توزيع ضخامت شزكل نصزفالنهزاري و تعزداد پزرههزاي كمپرسزور يزا فنهاي محوري را دارا بوده و در نهايت مشخصات هندسهي توليد شده وارد نرم افزار توليدپره شده است پزس از شزبكه بنزدي هندسزه وارد نرم افزار تحليل عددي جريان شده است براي اعتبار سنجي كار از هندسهي ناسا رتور62 استفاده شده است الزم به ذكر اسزت كزه برنامهي رايانهاي نوشته شده عالوه بر هندسه تقريبي از خواص مختلف ترموديناميكي و آيروديناميكي سيال را ارائه كرده به طزوري كزه نتايج حاصل از آن با تحليل عددي و نتايج تجربي انجام شده بر روي رتور 62 انطباق خزوبي داشزته اسزت بزراي ارزيزابي روش طراحزي جديد در طراحي كمپرسور از هندسهي كمپرسور طبقهي اول يك موتور توربوشفت به عنوان هندسهي اوليه بهره گرفته شده است كزه نتايج حاصل از حل عددي ميزان 00 افزايش راندمان و حدود 10 افزايش نسبت فشار را در طراحي جديد آن نشان داد در ادامهي كار براي ارزيابي روش طراحي براي يك رتور فن محوري گذر صوت از رتور62 استفاده شزده اسزت نتزايج حاصزل از حزل عزددي بزراي طراحي ديهالر ثابت بهبود 9 در نسبت فشار و كاهش 5 3 در راندمان را در طراحي اول فن براساس روش پخش ثابزت نشزان داد بزه همين ترتيب در روش طراحي دوم فن افزايش 5 0 در راندمان و 3 در نسبت فشزار نسزبت بزه رتزور62 حاصزل شزده اسزت در ضزمن افزايش محدودهي عملكردي از ديگر مزاياي فن دوم نسبت به رتور62 است كه از لحاظ سزازگاري فزن بزه شزرايط عملكزردي مختلزف بسيار اهميت دارد در نهايت هر دو فن طراحي شده به همراه رتور62 در سيكل ترموديناميكي موتورتوربوفن مورد ارزيابي قرار گرفتهاند نتايج حاصل از اين تحليل به طور ميانگين افزايش 10 نسبت گذر دهي جنبزي و 2 كزاهش مصزرف سزوخت ويزژه را بزه ازاي شزعاع يكسان بي بعد محفظهي گرم در فن پخش ثابت نسبت به رتور62 نشان داده است اين بهبود با شزدت كمتزري در فزن طراحزي شزده بزر مبناي توزيع ضريب پخش وجود داشته است كلمات كليدي فن و كمپرسور محوري گذر صوت طراحي يك بعدي شبيهسازي عددي تعادل شزعاعي تحليزل ترموديناميكي سيكل توربوفن
چكيده انگليسي :
One dimensional Design of a Single Stage Transonic Axial Fan with Its 3D Numerical Simulation in Design and Off design Conditions Ali Shahsavari ali shahsavari@me iut ac ir Date of Submission 2016 01 16 Department of Mechanical Engineering Isfahan University of Technology Isfahan 84156 83111 Iran Degree M Sc Language FarsiSupervisor Mahdi Nili Ahmadabadi m nili@cc iut ac irAbstract In recent years bypass ratio has been attended by gas turbine experts and companies as an affectingparameter on specific fuel consumption reduction maximum total range enhancement and environmentalpollution decrement in civil turbofan engines On the other hand total pressure ratio efficiency and surgemargin are significant parameters in aerodynamic design of compressor and fan In present research first anovel one dimensional design method based on the radial equilibrium theory and constant span wisediffusion factor has been presented to redesign a compressor stage and a fan rotor Because of very highpressure ratio and low efficiency in fan rotor with constant span wise diffusion factor the distribution ofdiffusion factor has been used to redesign the fan once again to achieve not only higher efficiency andpressure ratio simultaneously but also to achieve better surge margin and more bypass air in constantdiameter A one dimensional design code has been developed to obtain the meridional plane and blade toblade geometry of rotor such as blade thickness and angle distribution to reach the three dimensional viewof the rotor blades To verify the redesigned rotor its flow numerical simulation has been carried out tocompute its performance curve The experimental data available for the performance curve and span wisethermodynamic parameters of NASA Rotor67 has been used to validate the results of the numericalsimulation and one dimensional code Structured mesh with finer grids near walls has been used to captureflow field and boundary layer effects RANS equations using shear stress transport turbulence model weresolved by finite volume method for rotating and stationary zones The numerical results of the newcompressor stage have showed about 18 improvement in its total pressure ratio and 11 increase in itsefficiency at both design and off design mass flow rate Unfortunately mass flow rate of the redesignedcompressor stage has decreased about 5 7 because of inappropriate incidence and deviation anglecorrelation This problem has been solved in fan rotor design by finding incidence and deviation angle fromthe simulation results The numerical results of the new fan rotor which was designed based on constantdiffusion factor have showed about 9 6 increase in its total pressure ratio at both design and off designmass flow rate in comparison to rotor67 As a result of increasing fan pressure ratio the efficiency hasdecreased about 3 5 The second fan rotor which has been designed based on distribution of diffusionfactor has showed about 3 improvement in pressure ratio 1 6 efficiency enhancement and 125 increase in surge margin by comparison with rotor67 The thermodynamic analysis of turbofan cycle hasbeen done to evaluate fan operation in turbofan engine Both of the new designed fan especially constantdiffusion one have had better performance in turbofan engine in comparison to NASA rotor67 The constantdiffusion rotor has had the most outlet velocity especially in upper span which could improve bypass ratioby about 10 by transferring more mass flow to the cold bypass duct of a turbofan engine Because ofincreasing bypass ratio average specific fuel consumption has decreased about 6 Keywords Transonic axial fan and compressor One dimensional design Numerical simulation Radial equilibrium Thermodynamic analysis of turbofan cycle
استاد راهنما :
مهدي نيلي احمدآبادي
استاد مشاور :
ابراهيم شيراني
استاد داور :
احمد سوهانكار، محمدرضا توكلي
