سال انتشار: ۱۳۸۶

محل انتشار: هفتمین همایش انجمن هوافضای ایران

تعداد صفحات: ۷

نویسنده(ها):

فرزاد بازدیدی تهرانی – دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، دانشیار مه
مهدی امیری بهقدم – دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، دانشجوی کارشناسی ا
مهران رجبی – دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، دانشجوی دکتری تبدی

چکیده:

برای افزایش کارآیی توربین های گاز نیاز به افزایش دمای گازهای احتراق در ورودی به توربین میباشد. لذا قطعات داغ از جمله پره های توربین نیاز به خنک کاری جهت محافظت در برابر بارهای حرارتی وارده را دارند. در مقاله حاضر با استفاده از روش حجم محدود، تکنیک خنک کاری لایه ای بر اساس یک مدل تجربی موجود مورد تحلیل عددی قرار گرفته است. جریان بصورت سه بعدی، پایا، آشفته، تراکم ناپذیر، لزج و تک فاز در نظر گرفته شده است. در این تحلیل، جریان عبوری از سوراخهای خنک کاری و صفحه فیلم حل عددی شده است. نتایج حاضر با نتایج تجربی موجود مقایسه گردیده است و حاکی از تطابق قابل قبولی می باشد. مدل آشفتگی مورد استفاده در این تحلیل مدل انتقال تنش برشی (k-ω/SST) می باشد. سپس همان مدل تجربی با حذف سوراخهای خنک کاری لایه ای و جایگزین کردن با یک سوراخ جت و صفحه خنک کاری برخوردی مورد تحلیل عددی واقع شده است. نتایج حاصله بیانگر افزایش اثربخشی خنک کاری در ناحیه وسیعی از پائین دست محل برخورد جت در مقایسه با روش لای های می باشد.