بررسی سیستم خنک سازی توربین ها در word دارای 204 صفحه می باشد و دارای تنظیمات و فهرست کامل در microsoft word می باشد و آماده پرینت یا چاپ است
فایل ورد بررسی سیستم خنک سازی توربین ها در word کاملا فرمت بندی و تنظیم شده در استاندارد دانشگاه و مراکز دولتی می باشد.
این پروژه توسط مرکز مرکز پروژه های دانشجویی آماده و تنظیم شده است
بخشی از فهرست مطالب پروژه بررسی سیستم خنک سازی توربین ها در word
انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی
Boris Glezer
چالش های خنک سازی برای دماهای گاز در حال افزایش بطور پیوسته و نسبت فشار کمپرسور
تکنیک های خنک سازی استفاده شده متداول
تاثیر خنک سازی
مشکلات خنک سازی
ترکیب پوشش های حصار حرارتی و خنک سازی
فرایند توسعه خنک سازی ایرفویل (لایه نازک هوا)
تعریف پارامترهای شباهت انتقال توره و حرارت اصلی
کنش متقابل انتقال جرم – حرارت در لایه مرزی ایرفول
نقش تشابه در رقابت تجربی حرارت ایرفویل توربین و انتقال جرم
موضوعات انتقال حرارت گذرا و پایدار در بخش داغ موتور
موضوعات مربوط: تغییر مکان های حرارتی چرخاندن به ثابت گذرا و کنترل فاصله آزاد نوک
خنک سازی پروانه توربین
کنش متقابل با کمبوستور
انتقال حرارت تیغه
خمیدگی
تاثیرات ناهمواری
نسبت رمش
انحنای سطح
گرادیان فشار
آشفتگی جریان اصلی
شیارهای خنک سازی فیلم
تجمع فیلم
تاثیر تزریق هوای خنک سازی فیلم روی انتقال حرارت سطح
موضوعات خنک سازی دیواره نهایی
خنک سازی تیغه توربین
تاثیرات سه بعدی و دورانی روی انتقال حرارت تیغه
تاثیرات سه بعدی
برش عرضی دمای گاز پرتویی
تاثیرات ناپیوستگی
تکنیک های خنک سازی تیغه درونی
گذرگاههای درونی هموار
تیغه های میله ای
تاثیر جت
خطاهای آیرودینامیکی اضافی
جریان گردابی
خنک سازی فیلم
موضوعات خنک سازی سکو و راس
بافر کردن مجموعه دیسک و روشهای خنک سازی دیسک
خنک سازی ساختار حمایت یا حفاظت پروانه و مکان سازی توربین
خنک سازی تعریق
خنک سازی نشتی
همرفتی بخش پشتی افزوده
پوشش دهی حصار حرارتی
انتقال حرارت تجربی پیشرفته و معتبر سازی خنک سازی
معیار های انتقال حرارت بیرونی و تکنیک های معتبر سازی خنک سازی
رنگ حساس به فشار
ارزیابی نوسان غیر مستقیم
شرایط مرزی تجربی دیسک توربین
پیرومتر درج شده درگاه بروسکوب
رنگ های حرارتی دما بالا
بررسی های چند نظامی در انتخاب سیستم خنک سازی توربین
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 (1-7) 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.
تاریخچه اخیر افزایش پیوسته TRIT و نسبت های فشار کمپرسور را به تصویر می کشد. این روند دمایی در حال افزایش باعث می‌شود که دما های گاز عملکردی تا حد قابل توجهی از حدهای قابلیت ماده قابل قبول فراتر برود و این مستلزم کاربرد خنک سازی در مولفه های بخش داغ موتور بخصوص در مولفه هایی می باشد که در معرض محیط دارای دمای بالاتر دارند. هوای نسبتاً سرد از تخلیه کمپرسور و در برخی موارد, از مراحل کمپرسور میانی, منبع متعارف برای خنک کردن مولفه های توربین می باشد. بعد از انجام وظیفه خنک سازی, این هوا به جریان اصلی تخلیه می شود. هوای خنک سازی تخلیه شده در هر مرحله خاص خنک سازی عملاً هیچ کاری را در این مرحله قبل از شدت یافتن, تا شدت جریان اصلی, انجام نمی دهد. این به افت های قابل توجه در کار موتور منتهی می شود. بطور خلاصه, نقاط ضعف سیستم خنک سازی هوای آزاد شامل تاثیر خنک سازی نسبتاً کم می باشد و افت های قابل توجه کار برای کمپرس هوای خنک سازی و افت های مخلوط کردن که بازده آیرودینامیک توربین مورد نیاز است. مزیت اصلی سیستم خنک سازی هوای باز آن را به رایجترین نمونه برای توربین های گازی به خاطر سادگی آن در مقایسه با یک سیستم خنک سازی حلقه بسته تبدیل کرده است.
دانلود این فایل
- ۹۶/۰۴/۲۱