بهبود خنک کاری فیلمی در پره های نازل ورودی توربین

هدف این پژوهش بهبود خنک کاری لایه ای در پره توربین های گاز می باشد. پره هاینازل ورودی حساسترین پره های توربین های گاز بوده که به علت حرارت بالایتولید شده در محفظه احتراق، این پره ها تحت تنش های حرارتی بالایی می باشند.این تنشها باعث آسیب به این پره ها می شود به همین علت این پره ها باید بهطریقی خنک کاری شوند تا کمترین آسیب را از این تنش های حرارتی ببینند. یکیاز روشهای نوین خنک کاری پره های توربین های گاز، خنک کاری لایه ای است. درخنک کاری لایه ای هوای سرد از طریق کمپرسور به داخل پره های توربین هدایتمی شود و بوسیله سوراخ های کوچک بر روی پره تخلیه می شود. این هوا همچونپوششی خنک و نازک روی سطح خارجی پره را می پوشاند. تزریق هوای فشار بالا درسیستم خنک کاری باعث کاهش راندمان حرارتی کل توربین می گردد ولی فوایدخنک کاری باعث می شود تا از این کاهش راندمان چشم پوشی کنیم. به علت پایینبودن عدد ماخ نسبی از عدد ماخ مطلق، روتور توربین نسبت به استاتور دمایسکون پایین تری دارد (حدود 300 درجه کلوین)، بنابراین ماکزیمم نیاز بهخنک کاری در پره های استاتور دیده می شود. همانطور که در ادامه خواهد آمد،در بیشتر تحقیقاتی که تاکنون انجام شده از دو یا سه ردیف جت در ابتدایپره توربین استفاده شده است. در این پژوهش، اثرات اضافه کردن یک و دوردیف جت اضافه در پایین دست پره توربین و اثر فاصله آن از ردیف اول وجلوی پره توربین و همچنین تغییر زاویه جت خنک کننده بر اثربخشی خنک کاریلایه ای شبیه سازی و مورد بررسی قرار خواهد گرفت. برای شبیه سازی عددی ازرهیافت RANS و مدل آشفتگی SST k-ω استفاده شده است. نتایج شبیه سازی حاصلاز اضافه کردن یک و دو و سه ردیف جت و همچنین تغییر زاویه جت خنک کنندهبا مقایسه اثر بخشی خنک کاری لایه ای با استفاده از کانتورهای دما و فشارو تنش برشی و همچنین خطوط همتراز ارائه شده است.

کلیدواژه ها:

پره های نازل ورودی توربین ، ردیف جت ، اثربخشی خنک کاری لایه ای ، رهیافت RANS ، مدل آشفتگی SST k-ω