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 بوده و پیچیدگی‌ها و جزئیات ساختار جریان واقعی سه‌بعدی در طبقات توربین محوری لحاظ نگردیده‌است. 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 (BR) برابر 0/82، نرخ سرعت (VR) برابر 0/4 و زاویه جت 30 درجه  اعمال گردیده است. 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
Assistant Professor / Mechanical Engineering Department, Arak University of Technology
چکیده [English]

This article focuses mainly on a numerical study of the overall performance and flow structure in an axial turbine .In addition, the effect of a film cooling on the performance characteristics is examined. To this aim, a two-stage axial turbine is simulated using the ANSYS-CFX commercial software. Initially, to ensure the accuracy of the results, good agreement has been observed from axial turbine performance curve comparison with the experimental one. Different analyses present that the rate of blowing ratio (B.R) equal to 0.82 and the velocity ratio (V.R) equal to 0.4 with a 30 degree jet angle are appropriate for cooling holes. 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 that can be compensated by the possibility of increasing the inlet temperature. The streamlines around the blade has provided a layer of flow with low temperature, which is an obstacle between the hot flow and the blade surface. The application of cooling reduces the temperature of the pressure and suction surface 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 variation 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 increased. These results require the use of suitable conditions for discharge, cooling velocity and temperature of the fluid.

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, Sadhana, 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 prformance 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.