خانه » پروژه » فیزیک ،مکانیک و تاسیسات » دانلود پروژه سیستم خنک سازی توربین ها
دانلود پروژه سیستم خنک سازی توربین ها

دانلود پروژه سیستم خنک سازی توربین ها

انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی

فهرست
انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی ۳
Boris Glezer ۳
چالش های خنک سازی برای دماهای گاز در حال افزایش بطور پیوسته و نسبت فشار کمپرسور ۱۰
تکنیک های خنک سازی استفاده شده متداول ۱۶
تاثیر خنک سازی ۲۰
مشکلات خنک سازی ۲۴
ترکیب پوشش های حصار حرارتی و خنک سازی ۳۱
فرایند توسعه خنک سازی ایرفویل (لایه نازک هوا) ۳۳
تعریف پارامترهای شباهت انتقال توره و حرارت اصلی ۳۶
کنش متقابل انتقال جرم – حرارت در لایه مرزی ایرفول ۳۷
نقش تشابه در رقابت تجربی حرارت ایرفویل توربین و انتقال جرم ۴۳
موضوعات انتقال حرارت گذرا و پایدار در بخش داغ موتور ۴۵
موضوعات مربوط: تغییر مکان  های حرارتی چرخاندن به ثابت گذرا و کنترل فاصله آزاد نوک ۴۹
خنک سازی پروانه توربین ۵۸
کنش متقابل با کمبوستور ۵۹
انتقال حرارت تیغه ۶۶
خمیدگی ۷۰
تاثیرات ناهمواری ۷۵
نسبت رمش ۸۵
انحنای سطح ۸۶
گرادیان فشار ۸۷
آشفتگی جریان اصلی ۸۸
شیارهای خنک سازی فیلم ۹۰
تجمع فیلم ۹۱
تاثیر تزریق هوای خنک سازی فیلم روی انتقال حرارت سطح ۹۲
موضوعات خنک سازی دیواره نهایی ۹۳
خنک سازی تیغه توربین ۹۸
تاثیرات سه بعدی و دورانی روی انتقال حرارت تیغه ۱۰۰
تاثیرات سه بعدی ۱۰۲
برش عرضی دمای گاز پرتویی ۱۰۳
تاثیرات ناپیوستگی ۱۰۴
تکنیک های خنک سازی تیغه درونی ۱۰۶
گذرگاههای درونی هموار ۱۰۸
تیغه های میله ای ۱۱۷
تاثیر جت ۱۲۴
خطاهای آیرودینامیکی اضافی ۱۲۵
جریان گردابی ۱۳۴
خنک سازی فیلم ۱۳۷
موضوعات خنک سازی سکو و راس ۱۴۰
بافر کردن مجموعه دیسک و روشهای خنک سازی دیسک ۱۴۸
خنک سازی ساختار حمایت یا حفاظت پروانه و مکان سازی توربین ۱۵۳
خنک سازی تعریق ۱۶۱
خنک سازی نشتی ۱۶۳
همرفتی بخش پشتی افزوده ۱۶۷
پوشش دهی حصار حرارتی ۱۷۱
انتقال حرارت تجربی پیشرفته و معتبر سازی خنک سازی ۱۷۳
معیار های انتقال حرارت بیرونی و تکنیک های معتبر سازی خنک سازی ۱۷۴
رنگ حساس به فشار ۱۷۶
ارزیابی نوسان غیر مستقیم ۱۷۹
شرایط مرزی تجربی دیسک توربین ۱۹۳
پیرومتر درج شده درگاه بروسکوب ۱۹۷
رنگ های حرارتی دما بالا ۱۹۸
بررسی های چند نظامی در انتخاب سیستم خنک سازی توربین ۱۹۹

انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی
Boris Glezer
راه حل های توربین بهینه سازی شده, سان دیگو, کالیفرنیا, U.S.A
این فصل عمدتاً روی موضوعات انتقال جرم و حرارت تمرکز می یابد چون آنها برای خنک سازی مولفه های دستگاه توربین بکار می روند و انتظار می رود که خواننده با اصول مربوطه در این رشته ها آشنایی داشته باشد. تعدادی از کتابهای فوق العاده (۱-۷) در بررسی این اصول توصیه می شوند که شامل Streeter، دینامیک ها یا متغیرهای سیال Eckert و Drake، تجزیه و تحلیل انتقال جرم و حرارت، Incropera و Dewitt، اصول انتقال حرارت و جرم, Rohsenow و Hartnett، کتاب دستی انتقال حرارت, Kays، انتقال جرم و حرارت همرفتی, Schliching، تئوری لایه مرزی، و Shapiro، دینامیک ها و ترمودینامیک های جریان سیال تراکم پذیر
وقتی یک منبع جامع اطلاعات موجود باشد. مولف این فصل خواننده را به چنین منبعی ارجاع میدهد؛ با این وجود وقتی داده ها در صفحات یا مقالات گوناگون پخش شده باشند, مولف سعی می کند که این داده ها را در این فصل بطور خلاصه بیان نماید.
a- سرعت صورت
b- بعد خطی در عدد دورانی
A- منطقه مرجع, منطقه حلقوی مسیر گاز
Ag – سطح خارجی لایه نازک هوا
– عدد شناوری
BR,M- سرعت وزش
CP- حرارت ویژه در فشار ثابت
d-قطر هیدرولیک
e- ارتفاع آشفته ساز
-عدد اکرت
g- شتاب گریز از مرکز
FP= پارامتر جریان برای هوای خنک سازی
G= پارامتر ناهمواری انتقال حرارت
Gr=   – عدد گراشوف
h- ضریب انتقال حرارت
ht- ضریب انتقال حرارت افزایش یافته با آشفته سازها
-نسبت شار اندازه حرکت
k- رسانایی حرارتی
-رسانایی حرارتی سیال
L-طول مربع
m-سرعت جریان جرم
mc- سرعت جریان خنک سازی
M=  – سرعت رمش
Ma= r/a- عدد mach
rpm وN- سرعت پروانه
NUL= hL/kf- عدد Nusselt
Pr=   -عدد pradtl
PR= نسبت فشار کمپرسور
Ps=فشار استاتیک
Pt= فشار کل
Ptin-فشار کل ورودی
Q- سرعت انتقال حرارت-سرعت انتقال انرژی
شار حرارتی
P- شیب بام آشفته ساز
r- وضعیت شعاعی
R- شعاع میانگین, شعاع احتراق ساز (کمبوستور), مقاومت, ثابت گاز
Ri-شعاع موضعی پره
Rt- شعاع نوکم پره
Rh=شعاع توپی یا سر لوله پره
Rel=   – عدد رینولرز براساس قطر هیدرولیک
ReL=  – عدد رینولرز براساس L
Ro= wb/v- عدد دورانی
Ros= 1/Ro- عدد Rossby
S-فاصله سطح نرمال شده
St- عدد Stanton
t- زمان
Tc- دمای هوای خنک سازی و نیز دمای تخلیه کمپرسور
Tf- دمای فیلم سطح
Tg- دمای گاز
Tgin- دمای گاز ورودی
Tm- دمای فلز, و نیز دمای لایه مخلوط سازی
Tref- دمای مرجع
Tst- دمای استاتیک موضعی
Tu- شدت جریان آشفتگی
– نوسان سرعت محوری محلی
uin- سرعت محوری گاز  ورودی
u,r,w- جریان اصلی یا مولفه های سرعت محوری جریان خنک سازی در مسیرهای  z, y x
w- پهنا
– زوایه شیب جت فیلم
– زاویه بین جت فیلم و محورهای جریان اصلی
– نسبت حرارتی ویژه
– ضریت جمعی ترسمه یا انبساط حرارتی, همواری سطح
– قابلیت انتشار حرارتی گردابی
– قابلیت انتشار اندازه حرکت گردابی
– تاثیر انتقال حرارت
– تاثیر خنک سازی
n- بارزه حرارتی
– ویسکوزیته گاز مطلق
P- چگالی
– حد تنش گسیختگی
w- فرکانس دورانی
زیر نویس ها
aw- دیوار آدیاباتیک
C- خنک کننده
d- براساس قطر لبه هدایت کننده (سیلندر)
f- فیلم
hc- آبشار گرم
o-کل
tuv-توربین
w-دیوار
– جریان اصلی

خنک سازی توربین بعنوان یک تکنولوژی کلیدی برای توسعه موتورهای توربین گازی
عملکرد یک موتور توربین گازی تا حد زیادی تحت تاثیر دمای ورودی توربین می باشد و افزایش عملکرد قابل توجه را می توان با حداکثر دمای ورودی توربین مجاز بدست آورد. از یک نقطه نظر عملکردی احتراق با دمای ورودی توربین در حدود  می تواند یک ایده ال به شمار آید چون هیچ کاری برای کمپرس کردن هوای مورد نیاز برای رقیق کردن محصولات احتراقی به هدر نمی رود. بنابراین روند صنعتی جاری, دمای ورودی توربین را به دمای استوکیو سوخت  بخصوص بردی موتورهای نظامی, نزدیکتر می کند. با این وجود دماهای فلز مولفه مجاز نمی تواند از  کند. برای کارکردن در دماهای گازی بالای این حد, یک سیستم خنک سازی مولفه بسیار موثر مورد نیاز است. پیشرفت در خنک سازی, یکی از ابزار اصلی برای رسیدن به دماهای ورودی توربین بالاتر می‌باشد و این امر به عملکرد اصلاح شده و عمر بهبود یافته توربین منتهی می شود. انتقال حرارت یک عامل طراحی مهم برای همه بخش های یک توربین گاز پیشرفته بخصوص در بخش های توربین و کمبوستور می باشد. در بحث وضعیت طراحی خنک سازی مصنوعی بخش داغ، باید به خاطر داشته باشید که طراح توربین مرتباً تحت فشارهای شدید برنامه زمانبدی توسعه, قابلیت پرداخت, دوام و انواع دیگر محدودیت های درون نظامی می باشد و همه اینها قویاً انتخاب یک طرح خنک سازی را تحت تاثیر قرار میدهند.
چالش های خنک سازی برای دماهای گاز در حال افزایش بطور پیوسته و نسبت فشار کمپرسور
پیشرفت در موتورهای توربین گاز دارای توان ویژه بالا و بازده بالای پیشرفته نوعاً با افزایش در دمای عملکرد و کل نسبت فشار کمپرسور ارزیابی می شود. رایجترین موتورهای تک چرخه ای با نسبت‌های فشار بالاتر و دماهای گاز افزایش یافته به شکل متناسب می تواند توان بیشتری را با همان اندازه و وزن و بازده سوخت موتور کلی بهتر بدست آورد. موتورهای دارای بهبود دهنده ها از لحاظ ترمودینامیکی از نسبت های فشار بالای کمپرسور, بهره نمی برند. آلیاژهای پیشرفته برای لایه ها نازک توربین می تواند به شکلی ایمن در دماهای فلز کمتر از      عمل کرده و آلیاژها برای صفحات و ساختارهای ساکن به   محدود می شوند. ولی توربین های گازی مدرن در دماهای ورودی توربین عمل می کنند که در سن بالای این محدوده هاست. همچنین یک تفاوت قابل توجه در دمای عملکردی بین توربین های هواپیمای پیشرفته و توربین های صنعتی وجود دارد. این نتیجه تفاوتهای اصلی در عمر, وزن, کیفیت هوا/ سوخت و محدودیت های مربوط به تابش ها می باشد.

برای خرید اطلاعات خود را وارد کنید
  • کلیه پرداخت های سایت از طریق درگاه بانک سامان انجام می گیرد.هر مرحله از خرید می توانید مشکل خود را با پشتیبان و فرم تماس با ما در جریان بگذارید در سریعترین زمان ممکن مشکل برطرف خواهد شد
  • پس از پرداخت وجه ، فایل محصول هم قابل دانلود می باشد و هم به ایمیل شما ارسال می گردد .
  • آدرس ایمیل را بدون www وارد نمایید و در صورت نداشتن ایمیل فایل به تلگرام شما ارسال خواهد شد .
  • در صورت داشتن هرگونه سوال و مشکل در پروسه خرید می توانید با پشتیبانی سایت تماس بگیرید.
  • پشتیبان سایت با شماره 09383646575 در هر لحظه همراه و پاسخگوی شماست
  • اشتراک گذاری مطلب

    راهنما

    » فراموش نکنید! بخش پشتیبانی مقاله آنلاین ، در همه ساعات همراه شماست

    اطلاعات ارتباطی ما پست الکترونیکی: Article.university@gmail.com

    تماس با پشتیبانی+ ایدی تلگرام 09383646575

    برای سفارشتان از سایت ما کمال تشکر را داریم.

    از اینکه ما را انتخاب نمودید متشکریم.

    معادله فوق را حل نمایید *

    تمام حقوق مادی , معنوی , مطالب و طرح قالب برای این سایت محفوظ است