عنوان

تأثیر قرار دادن انواع سوراخ‌های خنک کاری شکل داده‌شده درون شکاف عرضی روی انتقال گرما و کارآیی خنک کاری لایه‌ای پره توربین گازی

شماره

‭۱۲۸۸۹پ‬

زبان متن نوشتاري يا گفتاري و مانند آن

per

عنوان اصلي

تأثیر قرار دادن انواع سوراخ‌های خنک کاری شکل داده‌شده درون شکاف عرضی روی انتقال گرما و کارآیی خنک کاری لایه‌ای پره توربین گازی

نام نخستين پديدآور

/مسعود نیک فال

نام ناشر، پخش کننده و غيره

: دانشکده فنی مهندسی مکانیک

نام خاص و کميت اثر

‮‭۱۲۴‬ص‬

متن يادداشت

چاپی

جزئيات پايان نامه و نوع درجه آن

کارشناسی ارشد

نظم درجات

در رشته‌ی تبدیل انرژی

زمان اعطا مدرک

‮‭۱۳۹۲/۱۱/۲۵‬

کسي که مدرک را اعطا کرده

تبریز

متن يادداشت

توسعه موتورهای جت با عملکرد بالا نیاز به کار توربین‌های گازی در دماهای بالای ورودی روتور دارد .لازمه این امر، توسعه روش‌های نوین خنک کاری برای پره‌های توربین است .یکی از بهترین روش‌ها استفاده از خنک کاری لایه‌ای با استفاده از شکاف پیوسته است .از آنجایی که مطابق مقالات موجود، در مورد شکاف پیوسته هم از نظر ساخت و هم از نظر تنش‌های مکانیکی و گرمایی مشکلاتی وجود دارد از سوراخ‌های گسسته استفاده می‌شود .این سوراخ‌ها نسبت به شکاف پیوسته کارایی کمتری ایجاد می‌کنند که در این مطالعه سعی شده این مشکل با تغییر هندسه سوراخ‌ها حل شود .هندسه‌های مختلفی برای افزایش کارآیی خنک کاری ارائه‌شده که از آن جمله می‌توان به قرار دادن سوراخ‌های خنک کاری درون شکاف عرضی و یا استفاده از سوراخ‌های شکل داده‌شده و همچنین ترکیب این دو هندسه اشاره کرد .نتایج نشان داده است که قرار دادن سوراخ شکل داده‌شده درون شکاف عرضی نسبت به استفاده مجزا از هر کدام از هندسه‌های یادشده کارآیی خنک کاری بیشتری ایجاد میکند .تاکنون فقط سوراخ شکل داده‌شده با بازشدگی در جهت جریان درون شکاف عرضی مورد مطالعه قرار گرفته است .با توجه به اینکه اشکال مختلفی برای سوراخ‌های شکل داده ارائه شده است می‌توان تأثیر قرار دادن هر کدام از این سوراخ‌ها درون شکاف عرضی را مورد بررسی قرار داد .به طور کلی در این پایان‌نامه خنک کاری لایه‌ای انواع سوراخ‌های شکل داده‌شده درون شکاف عرضی تحت شرایط مختلف جریان روی پره متقارن به صورت عددی با استفاده از نرم‌افزار ‮‭FLUENT‬ مورد ارزیابی قرار گرفته است .همچنین اثر استفاده از این نوع سوراخ‌ها روی ضریب انتقال گرما و افت فشار بررسی‌شده و در نهایت مناسب‌ترین هندسه از میان هندسه‌های مطالعه شده، ارائه شده است

متن يادداشت

performance jet engines, high rotor inlet temperatures are necessary for gas turbines. So it is required to develop the new methods of the turbine blade cooling. One of the best ways to use cooling layer is using a continuous slot. According to the papers, since continous slot has construction, mechanical and thermal stresses the discrete holes are preferred. These holes are less efficient than continuous gap therefore this study attempts to resolve this problem by changing the geometry of the holes. Various geometries have been presented to increase the cooling effectiveness such as locating the cylindrical holes in traverse slot, shaped holes or the combination of both geometries. Results have shown that the placement of shaped holes in transverse slot has distinct advantages over each of mentioned geometries. So far, only the shaped holes, with opening in streamwise direction, within slots have been studied. Many shaped holes have been presented so the effect of locating these holes within traverse slots on cooling effectiveness can be studied. The efficiency of various film cooling shaped holes within slot on a symmetric blade under different flow conditions has been investigated in this study. The governing equations have been solved by FLUENT software. The effect of these holes on the heat transfer coefficient and pressure drop has been investigated and the optimum geometry within studied geometries has been presented -In order to develop high

مستند نام اشخاص تاييد نشده

نیک فال، مسعود

مستند نام اشخاص تاييد نشده

باهری اسلامی، سیما، استاد راهنما

مستند نام اشخاص تاييد نشده

امین فر، حبیب، استاد مشاور

يادداشت عمومي

سیاه و سفید

وضعیت فهرست نویسی

نمایه‌سازی قبلی