آنالیز سیالاتی-حرارتی اثرات دوران در عملکرد خنک کاری لایه‌ای بر صفحه فشار و مکش در لبه حمله پره‌های توربین گاز - مطالعه عددی | ||
| مکانیک سازه ها و شاره ها | ||
| دوره 11، شماره 5، آذر و دی 1400، صفحه 133-148 اصل مقاله (2.06 M) | ||
| نوع مقاله: مقاله مستقل | ||
| شناسه دیجیتال (DOI): 10.22044/jsfm.2021.9787.3204 | ||
| نویسندگان | ||
| حمیدرضا شهبازیان* 1؛ سید مصطفی حسینعلی پور2؛ زهره جمشیدی3 | ||
| 1پژوهشگر پسادکتری، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران | ||
| 2استاد، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران | ||
| 3دانشجوی کارشناسی ارشد، دانشکده مهندسی مکانیک ، دانشگاه آزاد دماوند، تهران، ایران | ||
| چکیده | ||
| در این تحقیق اثرات دوران در راندمان خنک‌کاری بر روی لبه حمله پره توربین گاز به صورت شبیه سازی عددی برای عدد رینولدز 100000 و نسبت چگالی هوای خنک کاری به هوای احتراق 5/1، 2 و 5/2 و نسبت دمش 1 انجام شده است. هوای خنک از داخل پره هدایت شده و از 3 ردیف سوراخ استوانه‌ای شکل شامل یک ردیف با زاویه صفر درجه نسبت به مکان نقطه سکون و دو ردیف با زاویه 30 ± درجه از لبه حمله تزریق می‌شود جهت شبیه سازی آشفتگی از مدل Realizable K-ε استفاده شده و پس از اعتبار سنجی ، اثرات دوران بر راندمان خنک‌کاری برای اعداد دوران 12/0، 24/0، 36/0، 48/0 و 60/0 مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است. نتایج نشان می دهد که سرعت دورانی نقش تعیین کننده‌ای در بازده خنک کاری لایه‌ای در لبه حمله پره توربین گاز ایفا می‌کند، بطوری که با افزایش سرعت دورانی از عدد دوران 12/0 تا 60/0، در صفحه فشار، راندمان خنک کاری از 38/0 به 46/0 افزایش داشته و در صفحه مکش کاهش 26٪ راندمان خنک کاری لایه‌ای را شاهد خواهیم بود. همچنین افزایش نسبت چگالی از 5/1 تا 5/2، باعث افزایش 45٪ خنک‌کاری لایه‌ای می‌شود. | ||
| کلیدواژه‌ها | ||
| خنک کاری لایه ای؛ اثرات دوران؛ راندمان حرارتی؛ شبیه سازی عددی | ||
| مراجع | ||
|
[1] Han JC, Dutta S, Ekkad S (2012) Gas turbine heat transfer and cooling technology. CRC Press Taylor & Francis Group, Florida.
[2] Mick WJ, Mayle RE (1988) Stagnation film cooling and heat transfer, including its effect within the hole pattern, ASME J Turbomach 110(1): 66-72.
[3] Ekkad SV, Han JC, Du H (1998) Detailed film cooling measurement on a cylindrical leading edge model: effect of free-streamturbul ence and coolant density. ASME J Turbomach 120: 799-807.
[4] Rozati A, Tafti DK (2008) Large Eddy simulation of leading edge film cooling-Part II: Heat transfer and effect of blowing ratio. ASME J Turbomac 130(4): 041015-1-7.
[5] Rozati A, Tafti DK (2008) Effect of coolant blowing ratio on leading edge film cooling flow and heat transfer-LES investigation. Int J Heat Fluid Flow 29: 857-873.
[6] Ou S, Rivir RB (2001) Leading edge film cooling heat transfer with high free stream turbulence using a transient liquid crystal image method. Int J Heat Fluid Flow 22(6): 614-623.
[7] Mehendale AB, Han JC (1992) Influence of high mainstream turbulence on leading edge film cooling heat transfer. ASME J Turbomach 114: 707-715.
[8] Mehendale AB, Han JC (1993) Reynolds number effect on leading edge film effectiveness and heat transfer coefficient. Int J Heat Mass Transfer 36: 3723-3730.
[9] Taslim M, Khanicheh A (2006) Experimental and numerical study of impingement on an airfoil leading edge with and without showerhead and gill film holes. ASME J Turbomach 128(2): 310-320.
[10] Cutbirth JM, Bogard DG (2003) Effects of coolant density ratio on film cooling performance on a vane. ASME Paper No. 2003 GT-38582.
[11] Karni J, Goldstein RJ (1990) Surface injection effect on mass transfer from a cylinder in crossflow: a simulation of film cooling in the leading edge region of a turbine blade. ASME J Turbomach 112: 418-427.
[12] Gao Z, Han J (2009) Influence of film-hole shape and angle on showerhead film cooling using PSP technique. ASME J Heat Transfer 131(6): 061701-061701-11.
[13] Li S, Yang S, Han J (2013) Effect of coolant density on leading edge showerhead film cooling using the pressure sensitive paint measurement technique. ASME J Turbomach 136(5): 051011-10.
[14] Reiss H, Bölcs A (2000) Experimental study of showerhead cooling on a cylinder comparing several configurations using cylindrical and shaped holes. ASME J Turbomach 122: 161-169.
[15] Tao Z, Yao Y (2020) Experimental and numerical study on film cooling effectiveness of an annular cascade endwall with different slot configuration. Int J Therm Sci 158: 106517
[16] Nathan M, Dyson T, Bogard D, Bradshaw S (2014) Adiabatic and overall effectiveness for the showerhead film cooling of a turbine vane. ASME J Turbomach 136(3): 031005-1-9.
[17] Han JC, Chowdhury HK, Qureshi A (2017) Influence of turbine blade leading edge shape on film cooling with cylindrical holes. Int J Heat Mass Tran 115: 895-908.
[18] Wang J, Lia L, Li J, Changh F (2020) Numerical investigation on flow and heat transfer characteristics of vortex cooling in actual film-cooled leading edge. Appl Therm Eng (2020):115942.
[19] Al-Zurfia N, Turanc A, Nasserc A (2019) A numerical study of anti-vortexfilm-coolingholes designs in a 1-1/2 turbine stage using LES. Propuls Power Res 8(4): 275-299
[20] حسینی سم، زیرک س، رجبی زرگرآبادی م (1398) بررسی عددی تاثیر تزریق هوای خنک کننده نوسانی سینوسی بر خنک کاری لایه ای لبه حمله، سطح فشار و مکش یک پره توربین. نشریه علمی مکانیک سازه‌ها و شاره‌ها 247-227 :(2)9.
[21] حسینعلی‌پور سم، شهبازیان ح، قبادی م، نوروزی م ص (1397) آنالیز سیالاتی-حرارتی اثرات دوران و بویانسی دورانی در خنک‌کاری داخلی پره‌های توربین گاز-مطالعه آزمایشگاهی. نشریه علمی مکانیک سازه‌ها و شاره‌ها 288-277 :(3)8.
[22] محمدی ا، صالحی س، رئیسی م (1399) کمی‌سازی عدم‌قطعیت جریان و انتقال حرارت مغشوش در خنک‌کاری لایه‌ای. نشریه علمی مکانیک سازه‌ها و شاره‌ها 192-177 :(2)10.
[23] York WD, Leylek JH (2003) Leading edge FilmCooling physics-Part III: Diffused hole effectiveness. ASME J Turbomach 125: 165-187.
[24] Beimaert-Chartrel G, Bogard DG (2012) CFD predictions of heat transfer coefficient augmentation on a simulated film cooled turbine blade leading edge. ASME Paper No. GT2012-70015.
[25] Rutledge JL, Polanka MD (2014) Computational fluid dynamics evaluations of unconventional film cooling scaling parameters on a simulated turbine blade leading edge. J Turbomach 136: 101006-15. | ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 3,047 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 3,047 |
||