17099

30 گلپايگان

كارشناسي ارشد

تبديل انرژي

اصفهان : دانشگاه صنعتي اصفهان

1395

XIV، 197ص: مصور، جدول، نمودار

بهمن اسدي

1400/11/09

كتابنامه

مهندسي مكانيك

فني مهندسي گلپايگان

1400/11/09

29

چكيده در اين پايان¬نامه به بررسي و بهينه¬سازي خنك¬كاري لايه¬اي پره¬هاي توربين گازي با استفاده از سوراخ¬هاي تزريق مختلف پرداخته ‌شده است. امروزه كاربرد وسيع توربين¬هاي گازي به¬ويژه در توربين¬هاي نيروگاهي و موتورهاي جت سازندگان را بر آن مي¬دارد تا توان¬هاي بيشتري از اين توربين¬ها به دست آورند. لازمه¬ي اين امر بالا رفتن دماي گازهاي ورودي توربين خواهد بود، تا جايي كه گاهي دماي گازهاي ورودي به توربين تا 2000 درجه¬ي كلوين مي¬رسد. اين دماي بالا خارج از حد تحمل آلياژهاي مورداستفاده در پره¬هاي توربين بوده، كه مي¬تواند باعث به وجود آمدن معايب ساختاري گشته و كاهش چشمگيري در عمر پره حاصل نمايد. يكي از روش¬هاي كاهش دماي سطح پره، خنك¬كاري لايه¬اي مي¬باشد. در اين پايان¬نامه ابتدا تحليل عددي ميدان جريان و دما و محاسبه¬ي تأثير سوراخ¬هاي تزريق مختلف بر روي خنك¬كاري لايه¬اي روي مدل استوانه¬اي با استفاده از نرم¬افزار فلوئنت انجام شده و صحت نتايج به‌دست‌آمده با نتايج عددي موجود موردبررسي قرارگرفته است. سپس با تغيير هندسه و استفاده از پره توربين متقارنAGTB، ابتدا براي رسيدن به جواب دقيق¬تر در خنك¬كاري لايه¬اي و استفاده از مدل توربولانسي مناسب، سه مدل توربولانسي شامل k-ω/SST ، RNG k-ε و Spalart Allmaras در دو حالت دوبعدي و سه¬بعدي موردبررسي قرارگرفته، و بعد از آن اثربخشي سوراخ¬هاي تزريق بر روي اين پره بررسي‌شده است. همچنين ميزان اثربخشي اين سوراخ¬هاي تزريق بر روي خنك¬كاري لايه¬اي پره نامتقارن NACA4412 نيز موردبررسي قرار گرفت. با مقايسه نتايج به‌دست‌آمده مشخص شد كه بهترين مدل توربولانسي در زير لايه‌ي ويسكوز براي خنك¬كاري لايه¬اي، مدل K-ω/SST مي¬باشد و همچنين با استفاده از سوراخ¬هاي تزريق با بازشدگي در جهت جريان به‌طور قابل‌ملاحظه‌اي خنك¬كاري لايه¬اي بهبوديافته و توزيع دما در سطح پره يكنواخت¬تر شده است.

Abstract In this dissertation to review and optimize film cooling is been paid gas turbine using different injection holes. The widespread use of gas turbines and jet engines,makes turbines manufacturers the Gain more power. Requisite the turbine inlet gas temperatures will be rising, to the point that sometimes temperature turbine inlet gas reaches 2000 Kelvin lies. The high temperature alloys used in turbine blade outside the tolerance limit that could have caused structural disadvantages and significant reduction in the life of the blades. One of the methods to reduce the temperature of the blade surface, is the film cooling . In this dissertation first flow field numerical analysis and temperature and calculate the effect of different injection holes on the film cooling cylindrical model using Fluent software is done and the accuracy of the results with results numerical been studied. To achieve more accurate answer in the film cooling and using appropriate turbulence, turbulence models including k-ω / SST, k-ε RNG and spalart allmaras in two-dimensional and three dimensional has been studied . Then, with the use of turbine blade geometry and symmetry AGTB, hole-injection effectiveness is tested on the blade. As well as the efficacy of injection holes on the film cooling NACA4412 asymmetric blades were examined. By comparing the results showed that the best model for cooling viscous turbulence in the substrate layer, model K-ω / SST is based and also uses a considerable cooling holes are injected into the opening in the flow direction layer has been improved and more uniform temperature distribution on the blade surface.

بهمن اسدي