تحقیق در مورد مقدمه ای بر توربین ها
لینک پرداخت و دانلود *پایین مطلب*
فرمت فایل:Word (قابل ویرایش و آماده پرینت)
تعداد صفحه:137
فهرست:
فصل اول – مقدمه ای بر توربین هایGE,MS5001-25MW-Frame5
1-1مقدمه
فصل دوم- مقدمه ای برخوردگی داغ
2-1 خوردگی داغ
2-2 واکنشهای مربوط به تشکیل مواد خورنده در فرایندهای احتراق
2-2-1 گوگرد
2-2-2 سدیم
2-2-3 وانادیوم
2-3 تشکیل رسوب
2-4 تأثیر ناخالصیها بر خوردگی داغ
2-4-1 اثر ترکیبات وانادیوم
2-4-2 اثر سولفات سدیم
2-4-3 اثر کلرید
2-4-4 اثر گوگرد
2-5 روشهای مطالعه خوردگی داغ
2-5-1 روش مشعلی(Burner Rig Test)
2-5-2 روش کوره ای (Furnace Test)
2-5-3 روش بوته ای(Crucible Test)
2-5-4 روشهای جدید در بررسی آلیاژهای مقاوم به خوردگی داغ
2-6 مکانیزم های خوردگی داغ
2-6-1 مرحلۀ شروع خوردگی داغ
2-6-2 مراحل پیشرفت خوردگی داغ
2-6-2-1 روشهای انحلال نمکی(Fluxing)
2-6-2-2 خوردگی ناشی از جزء رسوب
2-7 خوردگی نیکل تحت اثر یون سولفات
(Sulphate- Induced Corrosin of Nickel)
2-7-1 خوردگی نیکل ناشی از سولفات در اتمسفرهای اکسیژن حاویSO3
2-7-2 خوردگی نیکل ناشی از سولفات
2-8 خوردگی آلیاژهای پایه نیکل و کبالت ناشی از سولفات در حضور اکسیژن حاوی SO3
2-8-1-1 خوردگی آلیاژهای نیکل – کرم ناشی از یون سولفات در محیط اکسیژن حاویSO3
2-8-1-2 خوردگی آلیاژ "Co-Cr" در مقایسه با آلیاژ "Ni-Cr" در محیط یون سولفات در محیط اکسیژن حاوی SO3
2-8-1-3 خوردگی آلیاژهای(M=Ni,Cr,..)M-Al در محیط سولفات در حضور
2-8-2 فلاکسینگ Al2 O3 Cr2 O3
2-8-3 تأثیرات MoO3,WO3
2-8-3 تأثیرات مخلوط سولفات
2-9 خوردگی داغ ناشی از وانادات
2-9-1 مثالهای از مطالعات ترموگراویمتریک
2-9-2 روش مشعلی
2-9-3 خوردگی داغ ناشی از مخلوط سولفاتها و وانادتها
2-9-4 کنترل ناشی از سولفات و وانادات
2-10 خوردگی ناشی از نمکهای دیگر
2-10-1 تأثیر کلرید
3-1 پوششهای محافظ در برابر خوردگی داغ
3-2 تاریخچه بکارگیری پوشش های محافظ
3-2-1 پوشش های نفوذی
3-2-2 پوششهای آلومینیدی ساده
3-2-3 پوششهای آلومینیدی اصلاح شده
3-3 تخریب پوششهای نفوذی
3-3-1 تخریب پوششهای آلومینیدی ساده
3-3-2 تخریب پوششهای آلومینیدی اصلاح شده
4-1 مقدمه ای بر اکسیداسیون و سولفیداسیون
4-2 محیطهای حاوی واکنشگرهای مخلوط
4-3 تأثیر مراحل آغازین فرآیند اکسیداسیون بر روند کلی
4-4 تشکیل لایه اکسید روی آلیاژهای دوتایی
4-4-1 اکسیداسیون انتخابی یک عامل آلیاژی
4-4-2 تشکیل همزمان اکسیدهای عامل آلیاژی در پوسته بیرونی
4-4-2-1 محلولهای جامد اکسید
2-4-2-2 تشکیل متقابل اکسیدهای غیر محلول
4-4-3 رفتار اکسیداسیون آلیاژهای حاوی کرم، نیکل و کبالت
4-4-3-1 فرایند اکسیداسیون آلیاژهایCo-Cr
4-4-3-2 فرایند اکسیداسیون آلیاژهای Ni-Cr
4-4-3-3 فرایند اکسیداسیون آلیاژهای Fe-Cr
4-5 مکانیزم اکسیداسیون آلیاژهای چند جزئی
4-6 تأثیر بخار آب بر رفتار اکسیداسیون
4-7 واکنشهای سولفیداسیون
4-7-1 سولفید آلیاژهای دوتاییNi-Cr ,Co-Cr ,Fe-Cr
4-7-1-1 مکانیزم سولفیداسیون آلیاژهای Co –Cr
4-7-1-2 مکانیزم سولفیداسیون آلیاژهای Ni-Cr ,Fe-Cr
4-7-1-3 تأثیر عنصر اضافی آلومینیوم بصورت عنصر سوم آلیاژی
4-7-1-3 تأثیر سولفیداسیون مقدماتی روی رفتار اسیداسیون بعدی
4-8 روند سولفیداسیون دمای بالای فلزات در SO2+O2+SO2
4-8-1 دیاگرام های پایداری فاز اکسیژن – گوگرد
4-8-2 خوردگی نیکل در SO2
4-8-2-1 مکانیزم واکنش در دماهای 500 و 600 درجه سانتی گراد
4-8-2-2 مکانیزم واکنش در بالای دمای 600 درجه سانتیگراد
4-8-2-3 وابستگی واکنش سیستم Ni-SO2 به دما
4-8-3 خوردگی نیکل در SO3+SO2+O2
4-8-4 خوردگی کبالت در SO2+O2+SO2
4-8-5 خوردگی آهن در SO2+O2+SO2
4-8-6 خوردگی منگنز در SO2
4-8-7 خوردگی کرم در SO2
4-8-8 تأثیرات پوسته های اکسید های تشکیل شده اولیه بر رفتار بعدی قطعه در اتمسفر گازهای محتوی سولفور
4-8-8-1-نفوذ سولفور از میان پوسته های آلومینا(Al2 O3) و کرمیا (Cr2O3)
4-8-9 مثالهایی از رفتار خوردگی درجه حرارت بالای آلیاژهای نیکل در محیط های حاویSO2+O2 , SO2
4-8-9-1 رفتار واکنش آلیاژ Cr % 20-Ni در SO2
مقدمه و توضیحات:
پدیده خوردگی داغ به نوعی از خوردگی اجزاء فلزی یا در حضور فیلم نمک مذاب یا خاکستر و غلیظ در درجه حرارت بالا در محیط اکسید کننده اطلاق می گردد . تخریب ناشی از این فرایند ، در برگیرنده پدیده هایی همچون اکسیداسیون و سولفیداسیون در دمای بالا خواهد بود .
پدیده تخریب مواد از طریق خوردگی داغ از دهه چهل میلادی مورد توجه بوده است . در همین راستا مطالعات زیادی پیرامون مکانیزمهای آن صورت گفته است . این پدیده خصوصاً در توربینهای گازی که با سوخت فسیلی ، گازوئیل ویا گاز کار می کنند بسیار جدی بوده و منجر به شکسته شدن پره ها ، ترک برداشتن قسمتهایی از آستر های محافظ و سایر قسمتها و اجزاء توربینهای گازی می شود .
پدیده خوردگی داغ در محیط های احتراق نظیرتوربینهای گازی دریایی ، هوایی وصنعتی ، بویلرهای با سوخت فسیلی و بویلرهای با سوخت ضایعات شهری ، وسائل ذخیره سازی انرژی خورشیدی، سلولهای سوخت ، کوره های عملیات حرارتی و کلیه مکانهایی که با سوخت فسیلی در دمای بالا در تماس می باشند و همچنین محیطهای حاوی نمک مذاب ، مشاهده شده اند . نوع سوخت موجود در محیطهای احتراق در ایجاد پدید خوردگی داغ دارای اهمیت خاصی می باشد . از آغاز کشف سوختهای فسیلی از آنها در تولید انرژی الکتریکی بدلیل پایین بودن نسبی قیمت به همراه توان حرارتی بالای آنها مورد توجه خاصی بوده است . اما به مرور زمان در جهت افزایش راندمان سوختهای فسیلی دمای کاری توربین ها افزایش یافته که مشکل خوردگی داغ از این جهت بیشتر مطرح می شود با توجه به اهمیت این موضوع از دهه شصت میلادی مطالعات تئوریک زیادی بر روی مکانیزم های خوردگی داغ انجام گرفت . عمده ترین این مسائل که به دلیل بالای تصفیه سوخت مورد مصرف در توربین ها می باشد ، خلوص پایین گازهای موجود در این محیط ها می باشد و با توجه به اینکه ناخاصیهای موجود در سوخت عمدتاً از نوع گوگرد و سدیم و وانادیم بوده و در هوای احتراق خصوصاً اتمسفر های دریایی ناخالصی های ویژه آن محیط یافت می شوند ، در طی فرآیند احتراق مواد مذکور در هنگام عبور از مشعل و بعد داخل شدن در محیط تشکیل رسوبات سدیم یا ترکیبات وانادیم در فاز گازی را موجب می شود . در حالتی که فشار بخار ترکیبات مذکور از نقطه شبنم آن در شرایط سرویس بیشتر باشد ، لایه ای از نمک مذاب بر اجزاء سردتر توربین رسوب می نمایند که نتیجه حاصل از این فرایند تخریب مواد واکنشهای اکسیداسیون – سولفیداسیون خواهد بود [3] .
مشخصات فروشنده
نام و نام خانوادگی : یعقوب ذاکری
شماره تماس : 09017568099 - 07642351068
ایمیل :shopfile95.ir@gmail.com
سایت :shopfile95.sellfile.ir
برای خرید و دانلود فایل و گزارش خرابی از لینک های روبرو اقدام کنید...
پرداخت و دانلودگزارش خرابی و شکایت از فایلدانلود پایانامه سیستم خنک سازی توربین
موضوعات خنک سازی سکو و راس
معلوم شده است که تاثیر طرح راس تیغه که قویاً نشت گاز داغ در راس را تحت تاثیر قرار می دهد، یک توزیع کننده اصلی به تاثیر آیرودینامیکی توربین های می باشد. راس های تیغه نوعاً از سطوح توسعه یافته در وضعیت های پرتویی دور از تیغه در حال گردش تشکیل شده اند که در معرض گازهای داغ در همه جهات قرار گرفته و خنک سازی آنها مشکل بوده و مورد هدف توان پتانسیل برای پوشش دهی بخاطر سایش در برابر حالت ساکن خارجی می باشند.
داده های تجربی کمی برای توزیع های انتقال حرارت در راس های تو رفته وجود دارد که برای توربینهای در حال دوران با مقیاس کامل که در حال کار در شرایطی هستند که محیط موتور واقعی را شبیه سازی می کند، به دست آمده است. به خوبی معلوم شده است که تفاوت فشار بین بخش فشار و مکش تیغه ها جریان را از طریق فاصله آزاد راس ایجاد می کند. یک راس تخت در اکثر موارد قابل قبول نمی باشد چون آسیب های شدیدی به وجود می آید که می تواند با سایش راس در مورد
طرح راس جامد، ارتباط داشته باشند. اکثر طرح های راس تیغه یک حفره مربع شکل را با دیواره نازک در راستای بخش فشار و مکش ایجاد می کند که در وضعیت سایش راس، از آسیب کمتری برخوردار است. با این وجود، حضور این حفره در راس باعث یک میدان جریان پیچیده تر از حالت ایجاد شده در یک تیغه نوک تخت می شود. در نزدیکی لبه هدایت کننده تیغه، یک جریان محدب قوی در تیغه در نزدیکی بخش ساکن وارد راس منطقه می شود یا از بخش سطح مکش تیغه جریان می‌یابد. Ameri در تحقیق عددی منطقه راس نشان داد که میدان جریان با اکثر گردابهای در حال کنش متقابل سه بعدی می باشد. این نتیجه نشان می دهد که حداقل دو منبع مجزا از گردابها در منطقه حفره وجود دارد و اینکه این گردابها در سراسر طول حفره دوام می‌آورد. الگو سازی آنها از این جریان نشان می دهد که یکی از گردابها ماحصل تفکیک بخش فشار لبه راس می باشد و این که این گرداب در بالای دیواره بخش فشاری حفره می چرخد. گرداب ثانویه ماحصل یک تفکیک جریان مجدد در لبه راس در بخش مکش تیغه می باشد. به نظر می رسد که یک خط تفکیک وجود دارد که در آن جریان اصلی در شکاف از بخش فشار تیغه به صورت چرخشی شروع می شود تفکیک جریان بخاطر لبه راس اتفاق می افتد. جریانات ثانویه قوی را می توان در مسیر شکاف انتظار داشت. این می‌تواند دارای تاثیر آوردن نسبت های بسیار داغ از گاز جریان اصلی به گرداب شکاف فاصله آزاد, جریان نزولی راس لبه هدایت کننده تیغه باشد. این نقش مثل یک مرحله خاص با تفکیک جریان حاصل و اتصال به حفره تو رفته عمل می کند. وقتی جریان از بخش مکش شکاف آغاز می شود در یک حالت محدب می چرخد چون جریان دیواره جریان در حال اجرا را تامین می کند.
یک بخش قابل توجه از آثار مرتبط با تحقیقات تجربی جریانات شکاف راس با تیغه های راس تخت سروکار دارد. توزیع های فشار استاتیک راس تیغه در یک آبشار دو بعدی توسط Bindon ارزیابی شد. او نتیجه گرفت تاثیرات شکاف فاصله آزاد و پرتو لبه بخش فشار در یک راس تخت وجود دارد. توجه خاص به تفکیک حباب شکل گرفته در ورودی راس در راستای بخش فشار شکل گرفت. همین تحقیق تاثیرات نمای عرضی شکل هندسی در آبشارهای ساکن و دورانی را با استفاده از یک پرتو لبه بخش فشاری, بخش مکش و یک خبر بر کامل را مورد خطاب قرار داد.
این تحقیق روی تاثیر نشت ها روی افت ها و عملکرد مرحله تمرکز یافت. نتیجه گیری شد که برای همه پیکر بندیهای آزمایش شده، راس تخت به بهترین شکل عمل کرده و حرکت نسبی نیز مهم بود.
یک تحقیق اخیر از تاثیرات عمق حفره آنتن در توزیع انتقال حرارت حفره راسی، از یک آبشار راس تیغه ساکن استفاده کرده و یک تیغه فشار بالا با یک توزیع فشار آیرودینامیکی واقعی استفاده کرده است. تاثیر عمق حفره در سطح حفره راسی یکنواخت نبود. مشاهده کلی این است که حفره عمیقتر ضرایب انتقال حرارت کمتر را تولید می کند. یک حفره آنتنی توخالی, بسیار نزدیک به رفتار راس تخت می باشد. یک عمق اغلب در حفره راس طرح عملی برای کاهش بار حرارت کلی تا 50% یافت می‌شود.
محققان متعددی روشهای کاهش افت های عملکرد را با کنترل نشت راس, مورد بررسی قرار داده اند. مخلوط کردن جریان نشت با جریان گذرگاه روتور باعث افت فشار کل شده و بازده مرحله توربین را کاهش می دهد. افت ها در طول تشکیل یک گرداب نشتی و کنش متقابل آن با گرداب گذرگاه منشا می گیرد. تحقیقات اخیراً منتشر شده از مفهوم یک توسعه سکوی راس استفاده می کند که یک بال کوتاه بدست آمده با توسعه جزئی سکوی راس در جهت مماس می باشد. استفاده از یک توسعه راس بخش فشار می تواند تا حد زیادی روی میدان آیرودینامیکی محلی با تضعیف ساختار گردابی نشت، اثر کند. تحقیقات آنها نشان داده اند که بهره کل به کل قابل توجه با استفاده از توسعه های سکوی راس ممکن می باشد.
برای کسب اطلاعات بیشتر درباره انتقال حرارت راس تیغه توربین خواننده به بررسی به تازگی منتشر شده توسط Bunher رجوع کند.
خنک سازی ساختارهای روتور و قسمت ساکن
منبع خنک سازی و سیستم های هوای ثانویه
نقش یک سیستم هوای ثانویه، که اغلب سیستم خنک سازی درونی نامیده می شود برای انتقال هوای خنک سازی به مولفه های مسیر گازی خنک شده, روتور خنک سازی و ساختارهای بخش ساکن و جلوگیری از ورود گاز داغ به حفره های درونی و نشت های درزی بین مراحل توربین می باشد. جریان‌های هوای ثانویه کمبوستور بصورت مستقل از بخش توربین با استفاده از افت های فشار از طریق یک کمبوستور اصلاح می شود که با طراحان موتور معین می شود. با این وجود, مدارهای هوای ثانویه در کمبوستور و قوانین که مزدوج شده اند، از همان منبع فشار یعنی تخلیه کمپرسور، تامین می‌شود. به همین دلیل، اخیراً کل شبکه جریان سیستم هوای ثانویه برای ارائه پیش بینی دقیق فشار محلی و تزریقات فشار تجزیه و تحلیل شده اند. همچنین ابزار تحلیلی پیشرفته که باید شامل تاثیرات انتقال حرارت در محاسبات جریان باشند برای استفاده 3 بعدی غیر واقعی یا واقعی در الگوسازی جریان برای سیستم های خنک سازی ثانویه شروع شد.
انتقال هوای خنک سازی به مولفه خنک شده باید در کمترین افت فشار و با حداقل حرارت در مسیری به سمت مولفه, انجام شود. کمترین افت فشار در سیستم حمل و نقل برای یک لبه هدایت کننده خنک شده روش تیغه مرحله 1 بخصوص برای توربین های گاز صنعتی طراحی شده با یک افت فشار کمبوستور مهم می باشد. یک افت فشار کمبوستور 3% کل فشار تخلیه کمپوسور که اغلب در این موتورها یافت می شود به یک حاشیه فشار در سوراخ های تخلیه فیلم روش در لبه های هدایت کننده منتهی می شود.
موضوعات انتقال حرارت و جریان ثانویه در حفره های دیسک و سیستم های حمل و نقل خنک سازی تیغه نقش مهمی را در عمر و یکپارچگی ساختاری این مولفه ها ایفا می کند. سیستم حمل و نقل خنک سازی روتور و تیغه توجه خاصی را به خود معطوف داشته و تاثیر قابل توجه آن روی افت های عملکرد موتور با تخلیه هوای خنک سازی در جریان اصلی ارتباط دارد و باید در نظر گرفته شود.
برخی موضوعات با جریانات و انتقال حرارت در حفره های صفحه ارتباط دارند که در بخش بعدی بحث می شوند. حرارت حداقل برای ساختار تیغه صفحه ای مرحله 1 خنک شده, بسیار مهم است. چهار راه اصلی برای انتقال هوا از بخش ثابت توربین به تیغه ها وجود دارد.
1-برخورد هوا از بخش ساکن در جهت نرمال به بخش طوقه ای دیسک روتور توربین
2- ارائه جریان خروجی پرتویی هوای خنک سازی در حفره دیسک به طرف گذرگاههای ورودی هوای ریشه تیغه.
3-گردابی کردن هوای خنک سازی قبل از تخلیه آن در یک حفره دیسک
4-تهیه هوای نزدیک به مرکز دیسک در یک کانال شکل گرفته بین دیسک توربین و صفحه پوششی دورانی متصل به دیسک.
دو روش اولیه بندریت در مرحله اول توربین های گاز مدرن بخاطر انتخاب حرارت قابل توجه با هوا از دیسک یافت می شود و بخاطر کار مورد نیاز برای شدت یافتن هوا بصورت مماسی تا زمان هماهنگ شدن شدت جریان مماسی دیسک الزامی است.
کاربرد پروانه های گردابی, هوا در راستای مماسی را شدت میدهد و دمای نسبی هوا را کاهش داده و افت های سایشی در سیستم را به حداقل می رساند. معمولاً دمای نسبی هوای گردابی شده باید در زیر دمای طوقه دیسک مجاز, تنظیم شود. پروانه های گردابی اغلب در همان پرتو یا شعاع مشابه با ورودی ها در گذرگاههای خنک سازی تیغه در روتور قرار میگیرد. یک منبع خاص که هوای گردابی شده را تغذیه می کند, برای جلوگیری از ورود گاز داغ و کاهش مخلوط شدگی بین جریان‌های خنک سازی دیسک و خنک سازی تیغه توصیه می شود.
روش چهارم از انواع گوناگون صفحات پوشش دورانی استفاده می کند که معمولاً زمانی به کار می‌رود که پمپاژ هوای اضافی برای تیغه ها فراهم شود بخصوص وقتی یک حاشیه فشار بالا باید فراهم شود برای مثال برای خنک سازی راس دوش تیغه. این روش سیستم حمل و نقل هوای خنک سازی را پر هزینه تر می کند ولی به نشت های درزی طوقه نسبت به سیستم های دیسک باز، کمتر حساس میباشد.
هوای خنک سازی از مراحل میانی کمپرسور اغلب برای مولفه های توربین مرحله 1 ارائه می شود. این به ارتقاء عملکرد کلی موتور با ذخیره کار فشرده سازی کمک می کند و همچنین هوای خنک سازی دارای دمای کمتری را بوجود می آورد که از یک مرحله میانی جریان می یابد. دو روش اول, که در بالا شرح داده شد، نوعاً گزینش هایی برای انتقال هوا به خنک سازی تیغه ها و دیسک های مرحله می باشد.
یک بخش کوچکی از جریان هوای درونی باید برای بافر کردن حفره های فضا گذاری حامل درزی شده طراحی شود. فشار هوا در حفره ها باید به دقت بعنوان بخشی از کل جریان درونی برای اجتناب از ورود گاز داغ, نشت های روغن در توربین و تهویه صحیح بخار نفت متوازن شود. عملکرد و دوام دراز مدت درزهای روتور به بخش ساکن اغلب برای تامین قابل اطمینان هوای خنک سازی و عملکرد کلی موتور, حائز اهمیت می باشد.
شکل 25 یک خلاصه خوب از ویژگی های جریان برای درزهای لابیرنت ارائه می دهد.
مشخصات فروشنده
نام و نام خانوادگی : یعقوب ذاکری
شماره تماس : 09017568099 - 07642351068
ایمیل :shopfile95.ir@gmail.com
سایت :shopfile95.sellfile.ir
برای خرید و دانلود فایل و گزارش خرابی از لینک های روبرو اقدام کنید...
پرداخت و دانلودگزارش خرابی و شکایت از فایلگزارش کاراموزی بررسی انتقال حرارت در توربین در 144 صفحه ورد قابل ویرایش
گزارش کاراموزی بررسی انتقال حرارت در توربین در 144 صفحه ورد قابل ویرایش
مقدمه در این فصل ما بر روی تاثیر پارامترهای گوناگون و خصوصیات انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین تمرکز می نماییم.پیشرفتها در طراحی محفظه احتراق منجر به دماهای ورودی توربین بالا تر شده اند که به نوبه خود بر روی بار حرارتی و مولفه های عبور گاز داغ تاثیر می گزارد.دانستن تاثیرات بار حرارتی افزایش یافته از اجزایی که گاز عبور می کند طراحی روشهای موثرسرد کردن برای محافظت از اجزاء امری مهم است.گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت متلاطم می باشد که سطوح و مقادیر تلاطم 20تا 25% در پره مرحله اول می باشد.مولفه های مسیر گاز داغ اولیه ،پره های هادی نازل ثابت و پره های توربین درحال دوران می باشد. شراعهای توربین، نوک های پره، سکوها و دیواره های انتهایی نیز نواحی بحرانی را در مسیر گاز داغ نشان می دهد. برسی های کار بردی و بنیادی در ارتباط با تمام مولفه های فوق به درک بهتر و پیش بینی بار حرارتی به صورت دقیق تر کمک کرده اند . اکثر برسی های انتقال حرارت در ارتباط با مولفه های مسیر گاز داغ مدل هایی در مقیاس بزرگ هستند که در شرایط شبیه سازی شده بکار می روند تا درک بنیادی از پدیده ها را فراهم سازد. مولفه ها با استفاده از سطوح صاف و منحنی شبیه سازی شده اند که شامل مدل های لبه راهنما و کسکید های ایرفویل های مقیاس بندی شده می باشد. در این فصل، تمرکز بر روی نتایج آزمایشات انتقال حرارت بدست آمده توسط محققان گوناگون روی مولفه های مسیر گاز خواهد بود. انتقال حرارت به پره های مرحله اول در ابتدا تحت تاثیر پارامترهای از قبیل پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق،تلاطم زیاد جریان آزاد و مسیر های داغ می باشد .انتقال حرارت به تیغه های روتور مرحله اول تحت تاثیر تلاطم جریان آزاد متوسط تا کم ، جریان های حلقوی نا پایدار ، مسیر های داغ و البته دوران می باشد. 2.1.1- سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های دما سطوح تلاطم در محفظه احتراق خیلی مهم هستند که ناشی از تاثیر چشمگیر انتقال حرارت همرفتی به مولفه های مسیر گاز داغ در توربین می باشد. تلاطم تاثیر گزار بر روی انتقال حرارت توربین ها در محفظه احتراق تولید می شود که ناشی از سوخت به همراه گاز های کمپرسور می باشد.آگاهی از قدرت تلاطم تولید شده توسط محفظه احتراق برای طراحان در بر آورد مقادیر انتقال حرارت در توربین مهم است.تلاطم محفظه احتراق کاهش یافته، می تواند منجر به کاهش بار حرارتی در اجزاء توربین و عمر طولانی تر و همچنین کاهش نیاز به سرد کردن می شود. بر سی های انجام شده بر روی اندازه گیری سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم متمرکز شده است. Goldstein سرعت خروجی و پروفیل های تلاطم را برای محفظه احتراق مدل نشان داد.Moss وOldfield طیف های تلاطم را در خروجی های محفظه احتراق نشان دادند.هرکدام از بر سی های فوق در فشار اتمسفر و دمای کم انجام شد. اگرچه بدست آوردن بدست آوردن انرازه گیری ها تحت شرایط واقعی مشکل است اما برای یک طراح توربین گاز درک بهبود هندسه محفظه احتراق و پروفیل های گاز خروجی از محفظه امری ضروری است. این اطلاعات به بهبود شرایط هندسه و تاثیرات نیاز های سرد کردن توربین کمک می نماید. اخیرا"،Goebel سرعت محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم در جهت موافق جریان یک محفظه احتراق کوچک با استفاده از یک سیستم سرعت سنج دوپلر ولسیمتر(LDV)را اندازه گیری کردنند.آنهاسرعت نرمالیزه شده،تلاطم وپروفیل های دمای موجود برای تمام آزمایش های احتراق را نشان دادند.آنها یک محفظه احتراق از نوع قوطی مانندبکار رفته در موتور های توربین گاز مدرن را استفاده کردند، که در شکل1-2نشان داده شده است.جریان از کمپرسور و از طریق سوراخ ها وارد محفظه احتراق می شود و با سوخت محترق در محل های متفاوت در جهت موافق جریان مخلوط می شود. طراحی محفظه احتراق حداقل مستلزم یک افت فشار از طریق محفظه احتراق تا ورودی توربین است.فرایند محفظه احتراق توسط اختلاط تدریجی هوای فشرده با سوخت در محفظه قوطی شکل کنترل می شود. طراحان محفظه احتراق نوین نیز بر روی مشکلات و مسائل ترکیب و فرایند اختلاط هوا-سوخت تمرکز می نمایند احتراق تمیز نیز یک مسئله و کانون برای طراحان ناشی از استاندارد های محیطی الزامی شده توسط دولت فدرال آمریکا و EPA می باشد. با این حال ،طراح محفظه احتراق یک مسئله مورد بحث در این کتاب نمی باشد. - استیج توربین موتور واقعی: درک جنبه های انتقال حرارت برای تمام مولفه های(اجزاء) توربین تحت شرایط واقعی امری مهم است.بعنوان نمونه، سنجش هایی که بر روی یک توربین تک مرحله تحت شرایط موتور می توانند برای فراهم کردن تمام اطلاعات انتقال حرارت درباره اجزای مسیر گاز استفاده شود.تجهیزات و آزمایشات در مورد استیج های توربین واقعی تحت شرایط موتور بسیار نادر هستند.فقدان ابزارهای دقیق اندازه گیری دما بالا و دشواری در تجهیز توربین با دستگاه های اندازه گیری دما و فشار از جمله دلایل تلاش های محدود در بررسی انتقال حرارت یک استیج واقعی تحت شرایط موتور واقعی می باشند. اکثر نتایج اولیه بر روی انتقال حرارت روتور- استاتور واقعی توسطDunn از مرکز فن آوری پیشرفته Calspan تهیه شده اند.Dunn مقدار قابل توجهی از اطلاعات درباره اندازه گیری های فلوی( جریان ) حرارت برای پره های هادی نازل(دیوار انتهای وایرفویل ها)،پره روتور، نوک روتور، سکو و شراع ها(shroud) را ارائه کرد. Dunn از یک توربین گردان کامل از موتور Gerratt TFE 731-2 استفاده کرد.آنها اندازه گیری فلوی حرارت درباره پره هادی نازل (NGV)، روتور و شراع توربین گزارش کردند.یک مجموعه شوک- تونل برای ارائه شرایط خوب تعریف شده در نظر گرفته شد و تعداد کافی از پارامترها برای بهبود اطمینان در اطلاعات طراحی و فنون در حال توسعه مطرح گردید. اندازه گیری های فشار استاتیک با استفاده از آشکار سازهای فشار بر روی مقطع کلی توربین بدست آمدند. شکل 10-2 توزیع عددstanton بر روی تیغه روتور را نشان می دهد. تحلیل اطلاعات بخوبی تحلیل برای NGV ناشی از مسئله اضافی بدست آوردن اطلاعات بر روی یک مولفه گردان نمی باشد.توزیع های عدد stanton مشابه روی سطوح فشار ومکش پره می تواند به دوران پره کمک نماید. Dunn نشان می دهد که آنها مشاهده کردند تاثیر دوران تغییرات توزیع عدد stanton برروی فویل هوای را کاهش میدهد. عدد اوج stanton در فصله تقریبی 3.5% در سمت فشار رخ می داد. عدد stanton به سرعت از لبه هدایت کننده تا حدود 30% فاصله سطح سقوط می کند. توزیع فشار برای پره نشان می دهدکه جریان در حدود37% فاصله سطح در طرف مکش سونیک می شود.در این نقطه عددstanton سطح زیاد می شود و به حداکثر مقدار فاصله سطح دیگر حدود 70% میرسد.جدای از فاصله سطح 70% ، اعداد stanton به طرف دنباله لبه کاهش می یابد . با این حال Dunn هیچ اندازه گیری نزدیک ناحیه دنباله لبه ندارد مگر یک نقطه واحد در فاصله سطح 90% . روی سطح فشار پره عدد stanton از یک مقدار حداکثر در فاصله دور 3.5% تا یک مقدار حداقل در فاصله سطح 25% افت می کند.این یک ناحیه دارای شیب فشار قوی میباشدکه باعث کاهش سرعت جریان بر روی سطح فشار می گردد.سپس در جهت موافق جریان عدد stanton مجددا"تا یک مقدار زیاد در حدود فاصله سطح 70% مانند حالت سطح مکش زیاد می شود.مقادیر عدد stanton از فاصله سطح 70% تا دنباله لبه بر روی سطح فشار کم میشوند. 2.3.2- تاثیر عدد ماخ خروجی و عدد رینولدز: Nealy توزیع های انتقال حرارت بر روی پره های هدایت نازل بار گیری شده زیاد را در دمای متوسط نشان می دهد و سه پره تحت شرایط حالت یکنواخت قرار دارند. آنها پارامتر ها را تغییر دادند از قبیل عدد ماخ، عدد رینولدز، شدت آشفتگی و نسبت دمای دیوار به گاز. اطلاعات آزمایشگاهی در مجموعه کسکید آیروترمودینامیک در شرکت موتور السیون بدست آمدند. Nealy نشان داد که مکانیزم های پایه ای وجود دارد که بر انتقال حرارت گاز به فویل هوا تاثیر می گذارند. آنها رفتار زودگذر لایه مرزی ، آشفتگی جریان آزاد، انحنای سطح ایرفویل ،زبری سطح ایرفویل ، شیب فشار ، محل تزریق ماده خنک کننده، جدایش و اتصال مجدد جریان و اندر کنش لایه مرزی – شوک بصورت مکانیک های پایه بررسی کردندکه تاثیرات آنها لازم است بر انتقال حرارت فویل هوا تعیین شود.در این بررسی آنها توجه خود را روی عدد ماخ کسکید خروجی ،عدد رینولز و شکل ایرفویل متمرکز کردند. شکل 21-2 پروفیل های سطح را برای در پره کسکید نشان می دهد. طرح های دو پره موسوم به Mark ?? وC3X دارای شکل هندسی سطح مکش کاملا" متفاوت می باشند. آزمایشات روی این دو طرح یک آگاهی نسبت به تاثیر شکل هندسی سطح مکش برانتقال حرارت را فراهم کردند. می شوند. مدت دوام نسبی مسیر برابر با نسبت زمان دوام مسیر به پریودعبور مسیر است. بامشاهده حالت های مختلف واضح است که ضریب انتقال حرارت سطح مکش برای هر حالت بدلیل گذار لایه مرزی قبلی بالاتر هستند.محل گذار با افزایش فرکانس مسیردر جهت مخالف جریان به طرف لبه هدایت کننده نزدیک می شود. محل گذار از یک فاصله سطح 1.0~s/l به حدود0.3 برای بالاترین فرکانس مسیر حرکت می کند.حالت آشفتگی تولید شده توسط شبکه دارای یک محل گذار در حدود 0.2~s/l می باشد. Dullenkopf نشان داد که ناحیه آشفته و مسیر جریان آزاد در خارج از لایه مرزی بطور مستقل عمل می کنند هنگامی که گذار توسط مسیر در هر محل آغاز می شود.توزیع ضریب انتقال حرارت میانگین زمانی حاصل از کسر زمان آشفته و لایه ای تشکیل می شود،که در آن کسر زمان آشفته در طول سطح افزایش می یابد. این امر افزایش طول زود گذر در مقایسه با حالت خط پایه (بدون میله ها) را نشان می دهد.سطح فشار یک تاثیر کمتر در مقایسه با تاثیرسطح مکش را نشان می دهد. این امر ممکن است رخ دهد زیرا intermittency ایجاد شده توسط مسیر تقریبا" ثابت است. جزئیات بیشتر در باره تاثیرات intermittency موضعی در بخش بعدی بحث خواهد گردید. 2.4.3- پیش بینی های انتقال حرارت تحت تاثیر مسیر: همانطور که در بالا شرح داده شد، یکی از دلایل اصلی جریان ناپایدار در توربین های گاز عبارتند از انتشار مسیر ها ازایرفویل های هوایی در جهت مخالف جریان می باشد. این مسیر ها جریان آزاد را با یک سرعت ناپایدار پریودی ، دما و شدت آشفتگی اعمال می کنند. کاهش سرعت همراه با مسیر ممکن است یک جریان همرفتی را بطرف سطح یا مخالف آن ایجاد نماید.مسیر ها یک گذار لایه مرزی لایه ای به آشفته ناپایدار زود هنگام را ایجاد می کنند تا در طرف مکش اتفاق بیافتند. انتقال حرارت همراه با جریان ناپایدار بطور واضح گذار لایه مرزی زود هنگام را نشان می دهد(شکل43-2). در این بخش ،ما بر روی نظریه Mayle ومحققان همکاراوتمرکز می نماییم تا انتقال حرارت بر سطح را تحت تاثیرعبور مسیر ناپایدار پیش بینی نماییم.Mayle تاثیر گذار آشفته لایه ای را در طراحی موتور توربین گاز نشان داد و پیشنهادهایی با ارزش برای بررسی های بعدی ارائه کرد.او یک شرح عمومی از گذار و شکل های مختلف آن ارائه کرد و نکات نظری و عملی را برای هر حالت گذار امتحان نمود.
مشخصات فروشنده
نام و نام خانوادگی : جعفر علایی
شماره تماس : 09147457274 - 04532722652
ایمیل :ja.softeng@gmail.com
سایت :sidonline.ir
برای خرید و دانلود فایل و گزارش خرابی از لینک های روبرو اقدام کنید...
پرداخت و دانلودگزارش خرابی و شکایت از فایلدر این پروژه به مطالعه و بررسی انواع توربین ها و کمپرسور های گازی پرداخته شده است
در این پروژه که یک پروژه جمع آوری مطلب است در مورد انواع توربین ها و کمپرسورهای گازی مزایا و معایب و...بحث شده است.
این پروژه برای دانشجویان رشته های مختلف از جمله عزیزانی که درس های ترمودینامیک، نیروگاهها و... دارند مناسب میباشد.
شامل دو فصل با زیر مجموعه های زیر میباشد:
فصل 1: توربین گازی
- تاریخچه
- تعریف
- مبنای کارکرد
- اجزای اصلی توربین گاز
- انواع توربین گاز ...
- مزایا و معایب توربین گاز
- سازندگان اصلی توربین های گازی
فصل 2: کمپرسورهای گازی
- تاریخچه
- ...
برای هر قسمت شکل واقعی یا مدل آن آورده شده است. علاوه بر فهرست اصلی دارای فهرست شکل ها هم میباشد.
فایل pdf هم ضمیمه شده است.
مشخصات فروشنده
نام و نام خانوادگی : مهدی حیدری
شماره تماس : 09033719795 - 07734251434
ایمیل :info@sellu.ir
سایت :sellu.ir
برای خرید و دانلود فایل و گزارش خرابی از لینک های روبرو اقدام کنید...
پرداخت و دانلودگزارش خرابی و شکایت از فایلگزارش کاراموزی انتقال حرارت در توربین در 144 صفحه ورد قابل ویرایش
گزارش کاراموزی انتقال حرارت در توربین در 144 صفحه ورد قابل ویرایش
مقدمه در این فصل ما بر روی تاثیر پارامترهای گوناگون و خصوصیات انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین تمرکز می نماییم.پیشرفتها در طراحی محفظه احتراق منجر به دماهای ورودی توربین بالا تر شده اند که به نوبه خود بر روی بار حرارتی و مولفه های عبور گاز داغ تاثیر می گزارد.دانستن تاثیرات بار حرارتی افزایش یافته از اجزایی که گاز عبور می کند طراحی روشهای موثرسرد کردن برای محافظت از اجزاء امری مهم است.گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت متلاطم می باشد که سطوح و مقادیر تلاطم 20تا 25% در پره مرحله اول می باشد.مولفه های مسیر گاز داغ اولیه ،پره های هادی نازل ثابت و پره های توربین درحال دوران می باشد. شراعهای توربین، نوک های پره، سکوها و دیواره های انتهایی نیز نواحی بحرانی را در مسیر گاز داغ نشان می دهد. برسی های کار بردی و بنیادی در ارتباط با تمام مولفه های فوق به درک بهتر و پیش بینی بار حرارتی به صورت دقیق تر کمک کرده اند . اکثر برسی های انتقال حرارت در ارتباط با مولفه های مسیر گاز داغ مدل هایی در مقیاس بزرگ هستند که در شرایط شبیه سازی شده بکار می روند تا درک بنیادی از پدیده ها را فراهم سازد. مولفه ها با استفاده از سطوح صاف و منحنی شبیه سازی شده اند که شامل مدل های لبه راهنما و کسکید های ایرفویل های مقیاس بندی شده می باشد. در این فصل، تمرکز بر روی نتایج آزمایشات انتقال حرارت بدست آمده توسط محققان گوناگون روی مولفه های مسیر گاز خواهد بود. انتقال حرارت به پره های مرحله اول در ابتدا تحت تاثیر پارامترهای از قبیل پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق،تلاطم زیاد جریان آزاد و مسیر های داغ می باشد .انتقال حرارت به تیغه های روتور مرحله اول تحت تاثیر تلاطم جریان آزاد متوسط تا کم ، جریان های حلقوی نا پایدار ، مسیر های داغ و البته دوران می باشد. 2.1.1- سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های دما سطوح تلاطم در محفظه احتراق خیلی مهم هستند که ناشی از تاثیر چشمگیر انتقال حرارت همرفتی به مولفه های مسیر گاز داغ در توربین می باشد. تلاطم تاثیر گزار بر روی انتقال حرارت توربین ها در محفظه احتراق تولید می شود که ناشی از سوخت به همراه گاز های کمپرسور می باشد.آگاهی از قدرت تلاطم تولید شده توسط محفظه احتراق برای طراحان در بر آورد مقادیر انتقال حرارت در توربین مهم است.تلاطم محفظه احتراق کاهش یافته، می تواند منجر به کاهش بار حرارتی در اجزاء توربین و عمر طولانی تر و همچنین کاهش نیاز به سرد کردن می شود. بر سی های انجام شده بر روی اندازه گیری سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم متمرکز شده است. Goldstein سرعت خروجی و پروفیل های تلاطم را برای محفظه احتراق مدل نشان داد.Moss وOldfield طیف های تلاطم را در خروجی های محفظه احتراق نشان دادند.هرکدام از بر سی های فوق در فشار اتمسفر و دمای کم انجام شد. اگرچه بدست آوردن بدست آوردن انرازه گیری ها تحت شرایط واقعی مشکل است اما برای یک طراح توربین گاز درک بهبود هندسه محفظه احتراق و پروفیل های گاز خروجی از محفظه امری ضروری است. این اطلاعات به بهبود شرایط هندسه و تاثیرات نیاز های سرد کردن توربین کمک می نماید. اخیرا"،Goebel سرعت محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم در جهت موافق جریان یک محفظه احتراق کوچک با استفاده از یک سیستم سرعت سنج دوپلر ولسیمتر(LDV)را اندازه گیری کردنند.آنهاسرعت نرمالیزه شده،تلاطم وپروفیل های دمای موجود برای تمام آزمایش های احتراق را نشان دادند.آنها یک محفظه احتراق از نوع قوطی مانندبکار رفته در موتور های توربین گاز مدرن را استفاده کردند، که در شکل1-2نشان داده شده است.جریان از کمپرسور و از طریق سوراخ ها وارد محفظه احتراق می شود و با سوخت محترق در محل های متفاوت در جهت موافق جریان مخلوط می شود. طراحی محفظه احتراق حداقل مستلزم یک افت فشار از طریق محفظه احتراق تا ورودی توربین است.فرایند محفظه احتراق توسط اختلاط تدریجی هوای فشرده با سوخت در محفظه قوطی شکل کنترل می شود. طراحان محفظه احتراق نوین نیز بر روی مشکلات و مسائل ترکیب و فرایند اختلاط هوا-سوخت تمرکز می نمایند احتراق تمیز نیز یک مسئله و کانون برای طراحان ناشی از استاندارد های محیطی الزامی شده توسط دولت فدرال آمریکا و EPA می باشد. با این حال ،طراح محفظه احتراق یک مسئله مورد بحث در این کتاب نمی باشد. - استیج توربین موتور واقعی: درک جنبه های انتقال حرارت برای تمام مولفه های(اجزاء) توربین تحت شرایط واقعی امری مهم است.بعنوان نمونه، سنجش هایی که بر روی یک توربین تک مرحله تحت شرایط موتور می توانند برای فراهم کردن تمام اطلاعات انتقال حرارت درباره اجزای مسیر گاز استفاده شود.تجهیزات و آزمایشات در مورد استیج های توربین واقعی تحت شرایط موتور بسیار نادر هستند.فقدان ابزارهای دقیق اندازه گیری دما بالا و دشواری در تجهیز توربین با دستگاه های اندازه گیری دما و فشار از جمله دلایل تلاش های محدود در بررسی انتقال حرارت یک استیج واقعی تحت شرایط موتور واقعی می باشند. اکثر نتایج اولیه بر روی انتقال حرارت روتور- استاتور واقعی توسطDunn از مرکز فن آوری پیشرفته Calspan تهیه شده اند.Dunn مقدار قابل توجهی از اطلاعات درباره اندازه گیری های فلوی( جریان ) حرارت برای پره های هادی نازل(دیوار انتهای وایرفویل ها)،پره روتور، نوک روتور، سکو و شراع ها(shroud) را ارائه کرد. Dunn از یک توربین گردان کامل از موتور Gerratt TFE 731-2 استفاده کرد.آنها اندازه گیری فلوی حرارت درباره پره هادی نازل (NGV)، روتور و شراع توربین گزارش کردند.یک مجموعه شوک- تونل برای ارائه شرایط خوب تعریف شده در نظر گرفته شد و تعداد کافی از پارامترها برای بهبود اطمینان در اطلاعات طراحی و فنون در حال توسعه مطرح گردید. اندازه گیری های فشار استاتیک با استفاده از آشکار سازهای فشار بر روی مقطع کلی توربین بدست آمدند. شکل 10-2 توزیع عددstanton بر روی تیغه روتور را نشان می دهد. تحلیل اطلاعات بخوبی تحلیل برای NGV ناشی از مسئله اضافی بدست آوردن اطلاعات بر روی یک مولفه گردان نمی باشد.توزیع های عدد stanton مشابه روی سطوح فشار ومکش پره می تواند به دوران پره کمک نماید. Dunn نشان می دهد که آنها مشاهده کردند تاثیر دوران تغییرات توزیع عدد stanton برروی فویل هوای را کاهش میدهد. عدد اوج stanton در فصله تقریبی 3.5% در سمت فشار رخ می داد. عدد stanton به سرعت از لبه هدایت کننده تا حدود 30% فاصله سطح سقوط می کند. توزیع فشار برای پره نشان می دهدکه جریان در حدود37% فاصله سطح در طرف مکش سونیک می شود.در این نقطه عددstanton سطح زیاد می شود و به حداکثر مقدار فاصله سطح دیگر حدود 70% میرسد.جدای از فاصله سطح 70% ، اعداد stanton به طرف دنباله لبه کاهش می یابد . با این حال Dunn هیچ اندازه گیری نزدیک ناحیه دنباله لبه ندارد مگر یک نقطه واحد در فاصله سطح 90% . روی سطح فشار پره عدد stanton از یک مقدار حداکثر در فاصله دور 3.5% تا یک مقدار حداقل در فاصله سطح 25% افت می کند.این یک ناحیه دارای شیب فشار قوی میباشدکه باعث کاهش سرعت جریان بر روی سطح فشار می گردد.سپس در جهت موافق جریان عدد stanton مجددا"تا یک مقدار زیاد در حدود فاصله سطح 70% مانند حالت سطح مکش زیاد می شود.مقادیر عدد stanton از فاصله سطح 70% تا دنباله لبه بر روی سطح فشار کم میشوند. 2.3.2- تاثیر عدد ماخ خروجی و عدد رینولدز: Nealy توزیع های انتقال حرارت بر روی پره های هدایت نازل بار گیری شده زیاد را در دمای متوسط نشان می دهد و سه پره تحت شرایط حالت یکنواخت قرار دارند. آنها پارامتر ها را تغییر دادند از قبیل عدد ماخ، عدد رینولدز، شدت آشفتگی و نسبت دمای دیوار به گاز. اطلاعات آزمایشگاهی در مجموعه کسکید آیروترمودینامیک در شرکت موتور السیون بدست آمدند. Nealy نشان داد که مکانیزم های پایه ای وجود دارد که بر انتقال حرارت گاز به فویل هوا تاثیر می گذارند. آنها رفتار زودگذر لایه مرزی ، آشفتگی جریان آزاد، انحنای سطح ایرفویل ،زبری سطح ایرفویل ، شیب فشار ، محل تزریق ماده خنک کننده، جدایش و اتصال مجدد جریان و اندر کنش لایه مرزی – شوک بصورت مکانیک های پایه بررسی کردندکه تاثیرات آنها لازم است بر انتقال حرارت فویل هوا تعیین شود.در این بررسی آنها توجه خود را روی عدد ماخ کسکید خروجی ،عدد رینولز و شکل ایرفویل متمرکز کردند. شکل 21-2 پروفیل های سطح را برای در پره کسکید نشان می دهد. طرح های دو پره موسوم به Mark ?? وC3X دارای شکل هندسی سطح مکش کاملا" متفاوت می باشند. آزمایشات روی این دو طرح یک آگاهی نسبت به تاثیر شکل هندسی سطح مکش برانتقال حرارت را فراهم کردند. می شوند. مدت دوام نسبی مسیر برابر با نسبت زمان دوام مسیر به پریودعبور مسیر است. بامشاهده حالت های مختلف واضح است که ضریب انتقال حرارت سطح مکش برای هر حالت بدلیل گذار لایه مرزی قبلی بالاتر هستند.محل گذار با افزایش فرکانس مسیردر جهت مخالف جریان به طرف لبه هدایت کننده نزدیک می شود. محل گذار از یک فاصله سطح 1.0~s/l به حدود0.3 برای بالاترین فرکانس مسیر حرکت می کند.حالت آشفتگی تولید شده توسط شبکه دارای یک محل گذار در حدود 0.2~s/l می باشد. Dullenkopf نشان داد که ناحیه آشفته و مسیر جریان آزاد در خارج از لایه مرزی بطور مستقل عمل می کنند هنگامی که گذار توسط مسیر در هر محل آغاز می شود.توزیع ضریب انتقال حرارت میانگین زمانی حاصل از کسر زمان آشفته و لایه ای تشکیل می شود،که در آن کسر زمان آشفته در طول سطح افزایش می یابد. این امر افزایش طول زود گذر در مقایسه با حالت خط پایه (بدون میله ها) را نشان می دهد.سطح فشار یک تاثیر کمتر در مقایسه با تاثیرسطح مکش را نشان می دهد. این امر ممکن است رخ دهد زیرا intermittency ایجاد شده توسط مسیر تقریبا" ثابت است. جزئیات بیشتر در باره تاثیرات intermittency موضعی در بخش بعدی بحث خواهد گردید. 2.4.3- پیش بینی های انتقال حرارت تحت تاثیر مسیر: همانطور که در بالا شرح داده شد، یکی از دلایل اصلی جریان ناپایدار در توربین های گاز عبارتند از انتشار مسیر ها ازایرفویل های هوایی در جهت مخالف جریان می باشد. این مسیر ها جریان آزاد را با یک سرعت ناپایدار پریودی ، دما و شدت آشفتگی اعمال می کنند. کاهش سرعت همراه با مسیر ممکن است یک جریان همرفتی را بطرف سطح یا مخالف آن ایجاد نماید.مسیر ها یک گذار لایه مرزی لایه ای به آشفته ناپایدار زود هنگام را ایجاد می کنند تا در طرف مکش اتفاق بیافتند. انتقال حرارت همراه با جریان ناپایدار بطور واضح گذار لایه مرزی زود هنگام را نشان می دهد(شکل43-2). در این بخش ،ما بر روی نظریه Mayle ومحققان همکاراوتمرکز می نماییم تا انتقال حرارت بر سطح را تحت تاثیرعبور مسیر ناپایدار پیش بینی نماییم.Mayle تاثیر گذار آشفته لایه ای را در طراحی موتور توربین گاز نشان داد و پیشنهادهایی با ارزش برای بررسی های بعدی ارائه کرد.او یک شرح عمومی از گذار و شکل های مختلف آن ارائه کرد و نکات نظری و عملی را برای هر حالت گذار امتحان نمود.
مشخصات فروشنده
نام و نام خانوادگی : مهدی حیدری
شماره تماس : 09033719795 - 07734251434
ایمیل :info@sellu.ir
سایت :sellu.ir
برای خرید و دانلود فایل و گزارش خرابی از لینک های روبرو اقدام کنید...
پرداخت و دانلودگزارش خرابی و شکایت از فایل