تحليل عملكرد و بهينه سازي محفظه احتراق ميكروتوربين به روش عددي

Performance Analysis and Optimization of Micro-turbine Combustion Chamber by Numerical Simulation

با بررسي­هاي انجام شده به روي ميكروتوربين گازي 180-85GTCP مشخص گرديد كه عيوب قسمت داغ موتور داراي فراواني قابل ملاحظه­اي مي­ باشند. موتور مذكور الزاماتي را مبني بر محدوديت كاركرد مداوم دارد و در صورت عدم رعايت اين الزامات، بيشترين صدمه متوجه قسمت گرم موتور خواهد بود. از اين رو با استفاده از روش­هاي عددي كه ضمن داشتن دقت كافي، هزينه بسيار پايين­تري را نسبت به انجام آزمايش دارند، مي­توان توزيع فشار، سرعت و دماي خروجي محفظه احتراق استوانه­اي واقعي ميكروتوربين را به ­دست آورده و با ارائه هندسه­اي جديد، عملكرد مناسب­تري را براي محفظه احتراق حاصل نمود. تغييرات هندسي در نوع و محل سوراخ­هاي خنك­كاري لايه­اي و سوراخ­هاي رقيق­سازي سبب به­ دست آوردن پروفيل دماي مناسب­تري در نزديك ديواره و خروجي محفظه احتراق خواهد شد. با به­ دست آوردن توزيع دماي مناسب در مجاورت ديواره و در خروجي محفظه مي­توان عيوب محفظه احتراق و عيوب توربين را كاهش داد. مقايسه پروفيل­هاي دما در هندسه اصلي و هندسه­هاي بهينه سازي شده نشان مي­دهد كه پروفيل دماي خروجي در هندسه جديد داراي پيك­هاي دمايي كمتري نسبت به پروفيل اصلي بوده و پروفيل دما در آن يكنواخت­تر مي­باشد. متوسط دماي خروجي از محفظه احتراق اصلي 950 كلوين و متوسط دماي خروجي محفظه بهينه شده 1000 كلوين محاسبه شده، از اين رو بازده حرارتي محفظه بهينه شده 8 درصد از بازده حرارتي محفظه اصلي بيشتر است.

Abstract A study was conducted to investigate performance of a GTCP85-180 gas micro-turbine. It was concluded that hot compartment defects are significant in numbers. Due to the long time performance, this engine has many limitations; ignoring these limitations will cause severe damages to the hot compartment of the engine. Using numerical method which has both sufficient accuracy and low cost in comparison to experimental tests, temperature distribution and output temperature for this micro-turbine were computed. Afterward, by proposing a new geometry for the combustion chamber and conducting new simulation, a better performance was achieved. Changes in cooling holes and diluting holes configuration resulted in smoother temperature profile near the wall boundary and also output of the combustion chamber. This smoother temperature resulted in the reduction of the defects in combustion chamber and turbine blades. By comparing the temperature profile of both geometries it is evident that the proposed geometry has fewer temperature peaks in compare to the original one and it also has a smoother temperature distribution. According to the fact that mean output temperature of the original combustion chamber and proposed chamber is 950K and 1000k respectively, it is concluded that by using the proposed geometry, thermal efficiency is improved by 8 percent.