بررسي انتقال حرارت خارجي اجزاء توربين و شبيه سازي عددي سيكل توربين گاز با بازياب و توليد همزمان حرارت

Check Outlet Heat Transfer of Turbine Simulating Numerical Gas Turbine Cycle with Recovery and Cogeneration

مبناي كار توربين‌هاي گاز از نظر ترموديناميكي، بر اساس چرخه برايتون است كه در آن، هوا به صورت بي‌دررو فشرده شده، احتراق در فشار ثابت رخ داده و انبساط هواي فشرده و داغ در توربين، به صورت بي‌دررو رخ مي‌دهد و هوا به فشار اوليه مي‌رسد. دانستن تأثيرات بار حرارتي افزايش‌يافته از اجزايي كه گاز عبور مي‌كند، طراحي روش هاي مؤثر سرد كردن براي محافظت از اجزاء امري مهم است. سطوح تلاطم در محفظه احتراق خيلي مهم هستند كه ناشي از تأثير چشمگير انتقال حرارت همرفتي به مؤلفه‌هاي مسير گاز داغ در توربين مي‌باشد. ناحيه ديواره انتهايي ايرفويل ناحيه پيچيده‌اي است براي تحليل، كه توسط مهندسان توربين گاز بكار برده مي‌شود. ديوار انتهايي يك بخش بزرگ از سطح خنك شونده را در يك نسبت جنبه كم مدرن ،با طراحي صلبيت كم را نشان مي‌دهد. با افزايش دماها و فشارهاي ورودي توربين ،مسئله خنك كردن ديوار انتهايي چشم گير شده است. با بررسي هاي انجام شده پيشنهاد ميشود، براي درك كامل انتقال حرارت نوك، محققان لازم است تا جريان‌ ورودي نوك پره و خصوصيات جريان خروجي و تأثيرات آن بر روي فشار و انتقال حرارت سطح مكشي نزديك به نواحي نوك را مطالعه نمايند.

Trmdynamyky based on the brayton cycle working gas turbin in which compressed air for bydrv vanbast hat air and pressed the turbine occurs for bydrv. To design effective cooling methods in order to protect different parts, it is required to be aware of the increased thermal load of the parts through which gas passes. Turbulence levels in combustion chamber resulting from considerable effects of convection heat transfer to hot gas path components in turbine are important. A turbine cycle involves a row of nozzle guide vanes called stator and a row of rotating vanes called rotors. The fluid enters the turbine paths and is bent in the same direction as that of the edge of the rotor guide vanes. The first cycle of the rotor has not been taken into consideration. The presence of the rotor did not have any effect on properties of heat transfer of the first phase vane. The area of the end wall airfoil which is used by gas turbine engineers is complex to be analyzed. The end wall shows a large area of the cooled surface with a low-rigidity design. With an increase in the turbine inlet temperature and pressure, the issue of cooling the end wall has received attention. To completely understand the tip heat transfer, researchers need to study the blade tip inlet flow, properties of the outlet flow, and its effects on the pressure and suction surface heat transfer near the tip regions.