انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی. ۱۴۰
راه حل های توربین بهینه سازی شده, سان دیگو, کالیفرنیا, U.S.A. 140
چالش های خنک سازی برای دماهای گاز در حال افزایش بطور پیوسته و نسبت فشار کمپرسور ۱۴۷
تکنیک های خنک سازی استفاده شده متداول. ۱۵۳
تاثیر خنک سازی. ۱۵۷
مشکلات خنک سازی. ۱۶۱
ترکیب پوشش های حصار حرارتی و خنک سازی. ۱۶۸
فرایند توسعه خنک سازی ایرفویل (لایه نازک هوا) ۱۷۰
تعریف پارامترهای شباهت انتقال توره و حرارت اصلی. ۱۷۳
کنش متقابل انتقال جرم – حرارت در لایه مرزی ایرفول. ۱۷۴
نقش تشابه در رقابت تجربی حرارت ایرفویل توربین و انتقال جرم ۱۸۰
موضوعات انتقال حرارت گذرا و پایدار در بخش داغ موتور ۱۸۲
دماهای فلز و تاثیر آن روی عمر مولفه های توربین.. ۱۸۴
موضوعات مربوط: تغییر مکان های حرارتی چرخاندن به ثابت گذرا و کنترل فاصله آزاد نوک. ۱۸۶
خنک سازی پروانه توربین.. ۱۹۵
کنش متقابل با کمبوستور ۱۹۶
انتقال حرارت تیغه ۲۰۳
خمیدگی. ۲۰۷
نسبت رمش.. ۲۲۲
انحنای سطح. ۲۲۳
گرادیان فشار ۲۲۴
آشفتگی جریان اصلی. ۲۲۵
شیارهای خنک سازی فیلم. ۲۲۷
تجمع فیلم. ۲۲۸
تاثیر تزریق هوای خنک سازی فیلم روی انتقال حرارت سطح. ۲۲۹
موضوعات خنک سازی دیواره نهایی. ۲۳۰
خنک سازی تیغه توربین.. ۲۳۵
تاثیرات سه بعدی و دورانی روی انتقال حرارت تیغه ۲۳۷
تاثیرات سه بعدی. ۲۳۹
برش عرضی دمای گاز پرتویی. ۲۴۰
تاثیرات ناپیوستگی. ۲۴۱
تکنیک های خنک سازی تیغه درونی. ۲۴۳
گذرگاههای درونی هموار ۲۴۵
تیغه های میله ای. ۲۵۴
تاثیر جت.. ۲۶۱
خطاهای آیرودینامیکی اضافی. ۲۶۲
جریان گردابی. ۲۷۱
خنک سازی فیلم. ۲۷۴
موضوعات خنک سازی سکو و راس.. ۲۷۷
بافر کردن مجموعه دیسک و روشهای خنک سازی دیسک.. ۲۸۵
خنک سازی ساختار حمایت یا حفاظت پروانه و مکان سازی توربین.. ۲۹۰
خنک سازی تعریق. ۲۹۸
خنک سازی نشتی. ۳۰۰
همرفتی بخش پشتی افزوده ۳۰۴
پوشش دهی حصار حرارتی. ۳۰۸
انتقال حرارت تجربی پیشرفته و معتبر سازی خنک سازی. ۳۱۰
معیار های انتقال حرارت بیرونی و تکنیک های معتبر سازی خنک سازی. ۳۱۱
رنگ حساس به فشار ۳۱۳
ارزیابی نوسان غیر مستقیم. ۳۱۶
فرمول. ۳۲۸
شرایط مرزی تجربی دیسک توربین.. ۳۳۰
پیرومتر درج شده درگاه بروسکوب.. ۳۳۴
رنگ های حرارتی دما بالا. ۳۳۵
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
- 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.