بررسی سیستم خنک سازی توربین ها در word

بخشی از فهرست مطالب پروژه بررسی سیستم خنک سازی توربین ها در word

انتخاب یك سیستم خنك سازی توربین گازی

Boris Glezer

چالش های خنك سازی برای دماهای گاز در حال افزایش بطور پیوسته و نسبت فشار كمپرسور

تكنیك های خنك سازی استفاده شده متداول

تاثیر خنك سازی

مشكلات خنك سازی

تركیب پوشش های حصار حرارتی و خنك سازی

فرایند توسعه خنك سازی ایرفویل (لایه نازك هوا)

تعریف پارامترهای شباهت انتقال توره و حرارت اصلی

كنش متقابل انتقال جرم – حرارت در لایه مرزی ایرفول

نقش تشابه در رقابت تجربی حرارت ایرفویل توربین و انتقال جرم

موضوعات انتقال حرارت گذرا و پایدار در بخش داغ موتور

موضوعات مربوط: تغییر مكان  های حرارتی چرخاندن به ثابت گذرا و كنترل فاصله آزاد نوك

خنك سازی پروانه توربین

كنش متقابل با كمبوستور

انتقال حرارت تیغه

خمیدگی

تاثیرات ناهمواری

نسبت رمش

انحنای سطح

گرادیان فشار

آشفتگی جریان اصلی

شیارهای خنك سازی فیلم

تجمع فیلم

تاثیر تزریق هوای خنك سازی فیلم روی انتقال حرارت سطح

موضوعات خنك سازی دیواره نهایی

خنك سازی تیغه توربین

تاثیرات سه بعدی و دورانی روی انتقال حرارت تیغه

تاثیرات سه بعدی

برش عرضی دمای گاز پرتویی

تاثیرات ناپیوستگی

تكنیك های خنك سازی تیغه درونی

گذرگاههای درونی هموار

تیغه های میله ای

تاثیر جت

خطاهای آیرودینامیكی اضافی

جریان گردابی

خنك سازی فیلم

موضوعات خنك سازی سكو و راس

بافر كردن مجموعه دیسك و روشهای خنك سازی دیسك

خنك سازی ساختار حمایت یا حفاظت پروانه و مكان سازی توربین

خنك سازی تعریق

خنك سازی نشتی

همرفتی بخش پشتی افزوده

پوشش دهی حصار حرارتی

انتقال حرارت تجربی پیشرفته و معتبر سازی خنك سازی

معیار های انتقال حرارت بیرونی و تكنیك های معتبر سازی خنك سازی

رنگ حساس به فشار

ارزیابی نوسان غیر مستقیم

شرایط مرزی تجربی دیسك توربین

پیرومتر درج شده درگاه بروسكوب

رنگ های حرارتی دما بالا

بررسی های چند نظامی در انتخاب سیستم خنك سازی توربین

انتخاب یك سیستم خنك سازی توربین گازی
Boris Glezer
راه حل های توربین بهینه سازی شده, سان دیگو, كالیفرنیا, U.S.A
این فصل عمدتاً روی موضوعات انتقال جرم و حرارت تمركز می یابد چون آنها برای خنك سازی مولفه های دستگاه توربین بكار می روند و انتظار می رود كه خواننده با اصول مربوطه در این رشته ها آشنایی داشته باشد. تعدادی از كتابهای فوق العاده (1-7) در بررسی این اصول توصیه می شوند كه شامل Streeter، دینامیك ها یا متغیرهای سیال Eckert و Drake، تجزیه و تحلیل انتقال جرم و حرارت، Incropera و Dewitt، اصول انتقال حرارت و جرم, Rohsenow و Hartnett، كتاب دستی انتقال حرارت, Kays، انتقال جرم و حرارت همرفتی, Schliching، تئوری لایه مرزی، و Shapiro، دینامیك ها و ترمودینامیك های جریان سیال تراكم پذیر
وقتی یك منبع جامع اطلاعات موجود باشد. مولف این فصل خواننده را به چنین منبعی ارجاع میدهد؛ با این وجود وقتی داده ها در صفحات یا مقالات گوناگون پخش شده باشند, مولف سعی می كند كه این داده ها را در این فصل بطور خلاصه بیان نماید.
a- سرعت صورت
b- بعد خطی در عدد دورانی
A- منطقه مرجع, منطقه حلقوی مسیر گاز
Ag – سطح خارجی لایه نازك هوا
  - عدد شناوری
BR,M- سرعت وزش
CP- حرارت ویژه در فشار ثابت
d-قطر هیدرولیك
e- ارتفاع آشفته ساز
  -عدد اكرت
g- شتاب گریز از مركز
FP= پارامتر جریان برای هوای خنك سازی
G= پارامتر ناهمواری انتقال حرارت
Gr=   - عدد گراشوف
h- ضریب انتقال حرارت
ht- ضریب انتقال حرارت افزایش یافته با آشفته سازها
  -نسبت شار اندازه حركت
k- رسانایی حرارتی
  -رسانایی حرارتی سیال
L-طول مربع
m-سرعت جریان جرم
mc- سرعت جریان خنك سازی
M=  - سرعت رمش
Ma= r/a- عدد mach
rpm وN- سرعت پروانه
NUL= hL/kf- عدد Nusselt
Pr=   -عدد pradtl
PR= نسبت فشار كمپرسور
Ps=فشار استاتیك
Pt= فشار كل
Ptin-فشار كل ورودی
Q- سرعت انتقال حرارت-سرعت انتقال انرژی
  شار حرارتی
P- شیب بام آشفته ساز
r- وضعیت شعاعی
R- شعاع میانگین, شعاع احتراق ساز (كمبوستور), مقاومت, ثابت گاز
Ri-شعاع موضعی پره
Rt- شعاع نوكم پره
Rh=شعاع توپی یا سر لوله پره
Rel=   - عدد رینولرز براساس قطر هیدرولیك
ReL=  - عدد رینولرز براساس L
Ro= wb/v- عدد دورانی
Ros= 1/Ro- عدد Rossby
S-فاصله سطح نرمال شده
St- عدد Stanton
t- زمان
Tc- دمای هوای خنك سازی و نیز دمای تخلیه كمپرسور
Tf- دمای فیلم سطح
Tg- دمای گاز
Tgin- دمای گاز ورودی
Tm- دمای فلز, و نیز دمای لایه مخلوط سازی
Tref- دمای مرجع
Tst- دمای استاتیك موضعی
Tu- شدت جریان آشفتگی
 - نوسان سرعت محوری محلی
uin- سرعت محوری گاز  ورودی
u,r,w- جریان اصلی یا مولفه های سرعت محوری جریان خنك سازی در مسیرهای  z, y x
w- پهنا
 - زوایه شیب جت فیلم
 - زاویه بین جت فیلم و محورهای جریان اصلی
 - نسبت حرارتی ویژه
 - ضریت جمعی ترسمه یا انبساط حرارتی, همواری سطح
 - قابلیت انتشار حرارتی گردابی
  - قابلیت انتشار اندازه حركت گردابی
 - تاثیر انتقال حرارت
 - تاثیر خنك سازی
n- بارزه حرارتی
  - ویسكوزیته گاز مطلق
P- چگالی
 - حد تنش گسیختگی
w- فركانس دورانی
زیر نویس ها
aw- دیوار آدیاباتیك
C- خنك كننده
d- براساس قطر لبه هدایت كننده (سیلندر)
f- فیلم
hc- آبشار گرم
o-كل
tuv-توربین
w-دیوار
 - جریان اصلی


خنك سازی توربین بعنوان یك تكنولوژی كلیدی برای توسعه موتورهای توربین گازی
عملكرد یك موتور توربین گازی تا حد زیادی تحت تاثیر دمای ورودی توربین می باشد و افزایش عملكرد قابل توجه را می توان با حداكثر دمای ورودی توربین مجاز بدست آورد. از یك نقطه نظر عملكردی احتراق با دمای ورودی توربین در حدود  می تواند یك ایده ال به شمار آید چون هیچ كاری برای كمپرس كردن هوای مورد نیاز برای رقیق كردن محصولات احتراقی به هدر نمی رود. بنابراین روند صنعتی جاری, دمای ورودی توربین را به دمای استوكیو سوخت  بخصوص بردی موتورهای نظامی, نزدیكتر می كند. با این وجود دماهای فلز مولفه مجاز نمی تواند از  كند. برای كاركردن در دماهای گازی بالای این حد, یك سیستم خنك سازی مولفه بسیار موثر مورد نیاز است. پیشرفت در خنك سازی, یكی از ابزار اصلی برای رسیدن به دماهای ورودی توربین بالاتر می‌باشد و این امر به عملكرد اصلاح شده و عمر بهبود یافته توربین منتهی می شود. انتقال حرارت یك عامل طراحی مهم برای همه بخش های یك توربین گاز پیشرفته بخصوص در بخش های توربین و كمبوستور می باشد. در بحث وضعیت طراحی خنك سازی مصنوعی بخش داغ، باید به خاطر داشته باشید كه طراح توربین مرتباً تحت فشارهای شدید برنامه زمانبدی توسعه, قابلیت پرداخت, دوام و انواع دیگر محدودیت های درون نظامی می باشد و همه اینها قویاً انتخاب یك طرح خنك سازی را تحت تاثیر قرار میدهند.


چالش های خنك سازی برای دماهای گاز در حال افزایش بطور پیوسته و نسبت فشار كمپرسور
پیشرفت در موتورهای توربین گاز دارای توان ویژه بالا و بازده بالای پیشرفته نوعاً با افزایش در دمای عملكرد و كل نسبت فشار كمپرسور ارزیابی می شود. رایجترین موتورهای تك چرخه ای با نسبت‌های فشار بالاتر و دماهای گاز افزایش یافته به شكل متناسب می تواند توان بیشتری را با همان اندازه و وزن و بازده سوخت موتور كلی بهتر بدست آورد. موتورهای دارای بهبود دهنده ها از لحاظ ترمودینامیكی از نسبت های فشار بالای كمپرسور, بهره نمی برند. آلیاژهای پیشرفته برای لایه ها نازك توربین می تواند به شكلی ایمن در دماهای فلز كمتر از      عمل كرده و آلیاژها برای صفحات و ساختارهای ساكن به   محدود می شوند. ولی توربین های گازی مدرن در دماهای ورودی توربین عمل می كنند كه در سن بالای این محدوده هاست. همچنین یك تفاوت قابل توجه در دمای عملكردی بین توربین های هواپیمای پیشرفته و توربین های صنعتی وجود دارد. این نتیجه تفاوتهای اصلی در عمر, وزن, كیفیت هوا/ سوخت و محدودیت های مربوط به تابش ها می باشد.
 
  تاریخچه اخیر افزایش پیوسته TRIT و نسبت های فشار كمپرسور را به تصویر می كشد. این روند دمایی در حال افزایش باعث می‌شود كه دما های گاز عملكردی تا حد قابل توجهی از حدهای قابلیت ماده قابل قبول فراتر برود و این مستلزم كاربرد خنك سازی در مولفه های بخش داغ موتور بخصوص در مولفه هایی می باشد كه در معرض محیط دارای دمای بالاتر دارند. هوای نسبتاً سرد از تخلیه كمپرسور و در برخی موارد, از مراحل كمپرسور میانی, منبع متعارف برای خنك كردن مولفه های توربین می باشد. بعد از انجام وظیفه خنك سازی, این هوا به جریان اصلی تخلیه می شود. هوای خنك سازی تخلیه شده در هر مرحله خاص خنك سازی عملاً هیچ كاری را در این مرحله قبل از شدت یافتن, تا شدت جریان اصلی, انجام نمی دهد. این به افت های قابل توجه در كار موتور منتهی می شود. بطور خلاصه, نقاط ضعف سیستم خنك سازی هوای آزاد شامل تاثیر خنك سازی نسبتاً كم می باشد و افت های قابل توجه كار برای كمپرس هوای خنك سازی و افت های مخلوط كردن كه بازده آیرودینامیك توربین مورد نیاز است. مزیت اصلی سیستم خنك سازی هوای باز آن را به رایجترین نمونه برای توربین های گازی به خاطر سادگی آن در مقایسه با یك سیستم خنك سازی حلقه بسته تبدیل كرده است.