مشخصات مقاله:
عنوان فارسی مقاله:
بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده ردیفی و استوانه ای نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق
عنوان انگلیسی مقاله:
Computational investigation of film cooling from cylindrical and row trenched cooling holes near the combustor endwall
کلمات کلیدی مقاله:
توربین گازی، لایه خنک گننده، سوراخ استوانه ای، سوراح ترنچ شده، سوراخ رقیق سازی
مناسب برای رشته های دانشگاهی زیر:
مهندسی مکانیک
مناسب برای گرایش های دانشگاهی زیر:
مکانیک سیالات
وضعیت مقاله انگلیسی و ترجمه:
مقاله انگلیسی را میتوانید به صورت رایگان با فرمت PDF از باکس زیر دانلود نمایید. ترجمه این مقاله با فرمت WORD – DOC آماده خریداری و دانلود آنی میباشد.
فهرست مطالب:
چکیده
1-مقدمه
2- مواد و روش ها
3-یافته ها و بحث
4-نتیجه گیری و پیشنهادات
قسمتی از مقاله انگلیسی و ترجمه آن:
1. Introduction
Advanced gas turbine industries are striving for higher engine efficiencies, and Bryton cycle is the key to achieving this goal. According to this cycle, the turbine inlet temperature should increase to obtain more efficiency. However, the turbine inlet temperature enhancement formed an extremely harsh environment for critical downstream components such as combustor endwall surface and turbine vanes. Therefore, it is essential to plan a cooling scheme in this area. Film cooling is the usual way used. In this system, a thin thermal boundary layer is formed by cooling holes and attached to the protected surface. Cylindrical and trenched cooling holes are the two arrangements of the holes. Hale et al. [1] measured the effectiveness of surface adiabatic film cooling adjacent to the cooling holes. They noted a variety of L/D ratios, injection angles as well as co-flow and counter-flow plenum feed configurations. The findings of their studies were compatible with the Burd and Simon [2] results which reported that short injection holes enhanced film cooling and created a larger cold area downstream of the cooling holes
1-مقدمه
صنایع توربین گازی پیشرفته به دنبال افزایش کارایی موتور بوده اند و چرخه بریتون کلید دست یابی به این هدف است. بر طبق این چرخه، دمای ورودی توربین باید برای کارایی بیشتر افزایش یابد. با این حال دمای ورودی توربین برای اجزای پایین دست نظیر سطح دیواره انتهایی محفظه احتراق و پره توربین تعیین شد. از این روی طراحی یک طرح خنک کنندگی در این زمینه لازم است. لایه خنک کننده یک روش رایج است. در این سیستم، یک لایه مرزی حرارتی با سوراخ های خنک کننده تشکیل شده و به سطح محافظت شده متصل می شود. سوراخ های خنک کننده استوانه ای و ترنج شده دو مورد از این سوراخ ها هستند.
هیل و همکاران(1) اقدام به اندازه گیری لایه خنک کننده آدیاباتیک سطحی مجاور سوراخ های خنک کننده کردند. آن ها به انواع نسبت های L/D، زوایای تزریق و نیز پیکر بندی تغذیه جریان اشاره کرده اند. یافته های مطالعات با نتایج بارد و سیمون(2) هم خوانی دارد که گزارش شده است که حفره های تزریق کوتاه موجب بهبود خنک کنندکی و ایجاد یک سطح پایین دست سرد در سوراخ های خنک کننده می کند.