بررسی اثرات خنک‌کاری لایه‌ای بر مشخصه‌های عملکردی یک توربین محوری

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسنده

عضو هیات علمی / دانشکده مکانیک، دانشگاه صنعتی اراک

چکیده

در این مقاله به مطالعه عددی عملکرد کلی و ساختار جریان در یک توربین محوری واقعی‌ و اثر خنک‌کاری لایه‌ای بر آن پرداخته می‌شود. مطالعات انجام‌شده در گذشته پیرامون اثر خنک‌کاری لایه‌ای بر ساختار جریان، عمدتا بر هندسه ساده‌شده پره‌ها و جایگزین کردن پره‌های توربین توسط یک شعاع انحنای سطح، متمرکز بوده‌اند و پیچیدگی‌ها و جزئیات ساختار جریان واقعی سه‌بعدی در طبقات توربین محوری لحاظ نگردیده‌است. در تحقیق حاضر این موضوعات لحاظ گردیده‌است. بدین منظور، تحلیل جریان در یک توربین با استفاده از نرم‌افزار تجاری ANSYS-CFX انجام شده‌است. در ابتدا، منحنی‌های عملکرد توربین محوری با استفاده از شبیه‌سازی عددی استخراج و با نتایج تجربی مقایسه گردیده که تطابق خوبی را نشان می‌دهند. خنک کاری از طریق سوراخ‌هایی با نرخ دمش (B.R) برابر 0/82، نرخ سرعت (V.R) برابر 0/4 و زاویه جت 30 درجه اعمال گردیده است. البته به دلیل تزریق جت به منطقه سکون در لبه‌ی‌حمله پره و همچنین افزایش دما در سطح فشار نسبت به مکش، دبی بیشتری برای خنک‌کاری در این نواحی لحاظ گردیده‌است. بررسی منحنی عملکرد توربین نشان‌دهنده کاهش ناچیز نسبت فشار و راندمان در اثر اعمال خنک‌کاری است که با توجه به قابلیت افزایش دمای ورودی در حالت خنک‌کاری، این کاهش قابل جبران است. خطوط جریان در اطراف پره، ایجاد لایه‌ای از سیال با دمای کم در اطراف پره استاتور که به صورت مانعی بین جریان گرم و سطح پره می‌باشد را نشان می‌دهد. اعمال خنک‌کاری موجب کاهش دمای سطوح فشار و مکش پره در حدود 300 درجه و دمای سطح‌ جلوی پره حدود 200 درجه می‌گردد. بررسی نمودارهای تغییرات شعاعی و محوری پارامترهای ترمودینامیکی حکایت از آن دارد که با اعمال خنک‌کاری عدد‌ماخ و دمای کل جریان در ورود و خروج جریان کاهش یافته و در مقابل افت فشار افزایش می‌یابد.

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

Investigating the Effects of Film Cooling On the Performance Characteristics of an Axial Turbine

نویسنده [English]

  • Sarallah Abbasi
Arak university of technology
چکیده [English]

In this paper, a numerical study of the overall performance and flow structure in an axial turbine and the effect of a film cooling on it are discussed. For this purpose, two-stage axial turbine is simulated and numerically analyzed using the ANSYS-CFX commercial software. Various analyzes have shown that the rate of blowing ratio (B.R) equaled 0.82 and the velocity ratio (V.R) equal to 0.4 with a 30 degree jet angle is suitable for cooling holes. Of course, because of the high importance of leading edge and coolant inject to the stagnation region, as well as increasing the temperature at the pressure side relative to the suction side, there is a higher flow rate for cooling in these areas. The study of the turbine performance curve shows a slight reduction in the pressure ratio and efficiency due to the application of cooling, which can be compensated by the possibility of increasing the inlet temperature. The streamlines around the blade provide a layer of flow with low temperatures, which is an obstacle between the hot flow and the blade surface. The application of cooling reduces the temperature of the pressure and suction surfaces of the blade at about 300 ° C and the temperature of the front surface of the blade is about 200 °. Investigating the radial and axial variations of the thermodynamic parameters indicates that, by applying the cooling, the mach number and total temperature of the flow at inlet and outlet are reduced and the pressure drop increases.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Axial turbine
  • Film cooling
  • performance characteristics
  • numerical flow simulation
[1] P. Downs, and K. Landis, Turbine Cooling Systems Design: Past, Present and Future, ASME Turbo Expo 2009: Power for Land, Sea, and Air. American Society of Mechanical Engineers, 2009.

[2]G. Bergeles, A. D.Gosman and B. E. Launder, Near-field character of a jet discharged through a wall at 30 deg to a mainstream, AIAA journal, Vol. 15, No. 4, pp. 499–504, 1997.

[3] W. Foster, and D. Lampard, The flow and film cooling effectiveness following injection through a row of holes, ASME J. Eng. Power, Vol. 102, No. 3, pp. 584-588, 1980.

[4]L. Anderson, Calculation of three-dimensional boundary layers on rotating turbine blades, Journal of fluids engineering, Vol. 109, No. 1, pp. 41-49, 1987.

[5] S. Gerard, and R. M. Morris, Experimental study of heat transfer augmentation near the entrance to a film cooling hole in a turbine blade cooling passage, Journal of Turbomachinery, Vol. 131, pp. 044501. 2009.

[6] I. Koc, C. Parmaksızoglu, and M. Cakan, Numerical investigation of film cooling effectiveness on the curved surface, Energy conversion and Management, Vol. 47, No. 9, pp.1231-1246, 2006.

[7]  K. Abdullah and K. I. Funazaki, Effects of Blowing Ratio on Multiple Shallow Angle Film Cooling Holes, Applied Mechanics and Materials. Trans Tech Publications, Vol. 225, pp. 49-54, 2012.

[8]  S. Sarkar and T. K. Bose, Numerical simulation of a 2-D jet-cross flow interaction related to film cooling applications: Effects of blowing rate, injection angle and free-stream turbulence, Vol. 20, No. 6, pp.915-935, 1995.

[9] C. A. Hale,  M. W. Plesniak, and S. Ramadhyani., Film cooling effectiveness for short film cooling holes fed by a narrow plenum, ASME 1999 International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition, American Society of Mechanical Engineers, 1999.

[10]  A. Thakker, P. Frawley, Khaleeq, H.B. Abugihalia Y., T. Setoguchi, Experimental and CFD Analysis of 0.6m Impulse Turbine with Fixed Guide Vanes, Proceedings of the 11th international offshore and polar engineering conference, Stavanger, Norway, 2001.

[11]  S.T. Hudson, T.F. Zoladz, D.J. Dorney, Rocket Engine Turbine Blade Surface Pressure Distributions: Experiment and Computations, Propulsion and Power, Vol. 19, No. 3, pp. 364-373. 2003.

[12] L. P. Timko, Energy efficient engine high pressure turbine component test performance report, 1984.

[13]  F. R. Menter, M. Kuntz, R. e Langtry, Ten years of industrial experience with the sst turbulence model, in K. Hanjalic, Y. Nagano e M. Tummers (eds.), Turbulence, Heat and Mass Transfer, Vol. 4, Begell House, Inc, (2003).

[14] Xingling, Shao, and Wang Honglun. "Back-stepping active disturbance rejection control design for integrated missile guidance and control system via reduced-order ESO." ISA transactions 57 (2015): 10-22.

[15] Bacciotti, A., & Rosier, L. “Lyapunov functions and stability in control theory,” Lecture notes in control and information sciences (Vol. 267). New York: Springer(2001).

[16] Bhatt, S., & Bernstein, D. “Finite time stability of continuous autonomous systems.” SIAM Journal on Control and Optimization, 38(3), (2000), 751–766.

[17] Yu SH, Yu XH, Shirinzadeh B, et al. Continuous finite time control for robotic manipulators with terminal sliding mode. Automatica 41(11), (2005), 1957–1964.

[18] Kumar SR, Rao S and Ghose D. “Sliding mode guidance and control for all-aspect interceptor with terminal angle constraints,” J Guid Contr Dynam; 35(4), (2012): 1230–1246.