انتخاب سیستم خنک کاری توربینی گاز دسته بندی : فنی مهندسی _ مکا نیک فرمت فایل: doc حجم فایل: (در قسمت پایین صفحه درج شده) تعداد صفحات فایل: 114 فروشگاه کتاب : مرجع فایل قسمتی از محتوای متن Word انتخاب سیستم خنک کاری توربینی گاز این فصل اساساً توزیع و پخش انتقال جرمی و گرمایی را در کانون توجه قرار می دهده ، از آنجایی که برای خنک کاری اجزای توربو ماشینی به کار می روند ، و خواننده انتظار داد تا با اساس این رشته ها آشنا گردد . شماری از کتب مفید می تواند در بررسی این اصول توصیه گردد ، همچون : دینامیک سیالات ، استریتر ndash; تحلیلی از انتقال جرم و حرارت ، اکرت و دراک ndash; اصول انتقال جرم و گرما ، اینکروپا و دویت ndash; کتاب راهنمای انتقال گرما ، هارت نِت و ورُزنا ndash; انتقال جرم و گرمای همرفتی کایز تئوری لایة مرز ( شیلیختینگ و دینامیک و ترمودینامیک ) جریان سیال تراکمی وقتی مرجعی جامع از اطلاعات در دسترس است ، نویسنده توجه خواننده را به چنین مرجعی جلب می کند . با این وجود وقتی که فرضیه ای انتشار می یابد نوسینده در خلاصه کردن آن تلاش می کند . فهرست اصلاحات a : سرعتی صوت b : بعد خطی در عدد دورانی A : سطح مرجع ، سطح حلقوی مسیر گازی Ag : سطح بیرونی ایرفویل : عدد شناوری BR و M : نرخ وزش CP : ظرفیت گرمایی ویژه در فشار ثابت d : قطر هیدرولیک e : ارتفاع اغتشاشی گرا : عدد اکرت FP : پارامتر جریان برای هوای خنک کاری g : شتاب جاذبه G : پارامتر زیری انتقال گرما : عدد گراشوف h : ضریب انتقال گرما ht : ضریب انتقال گرمایی افزایش یافته با اغتشاش گرها = نرخ شار اندازه حرکت K : رسانایی گرمایی Kf : رسانایی گرمایی سیال L : طول مرجع M : نرخ جریان جرمی MC : نرخ جریانخنک کاری : نرخ وزش : عدد ماخ N ، Rpm : سرعت روتور : عدد ناسلت : عدد پرانتل PR : نرخ فشار کمپرسور PS : فشار استاتیکی Pt : فشار کل Ptin : فشار ورودی کل Q : نرخ انتقال گرما و نرخ انتقال انرژی : شارگرمایی P : فاصله اغتشاش گرها r : موقعیت شعاعی R : شعاع متوسط ، شعاع مشعل ، مقاومت و ثابت گاز Ri : شعاع موضعی تیغه RT : شعاع نوک تیغه Rh : شعاع توپی تیغه : عدد رینولدز بر اساس قطر هیدرولیک : عدد رینوادز بر اساس L : عدد دورانی S : فاصله عمودی سطح St : عدد استانتون t : زمان Tc : دمای هوای خنک کننده و همچنین دمای تخلیه کمپرسور Tf : دمای سطحی لایه Tg : دمای گاز Tgin : دمای گاز ورودی Tm : دمای فلز ، همچنین دما ی لایه ترکیب Tref : دمای استاتیک محلی Tu : شدت اغتشاش : نوسان سرعت محوری محلی Uin : سرعت گاز ورودی U,V,W : جریان اصلی یا مؤلفه های سرعت جریان خنک کاری در جهات X ، Y ، Z W : عرض : زاویه شیب فواره لایه ای : زاویه بین فواره لایه و بردارهای جریان اصلی r : نسبت گرمایی ویژه : ضریب حجمی انبساط گرمایی و زبری سطح h: پخشندگی گردابی گرما m: پخشندگی گردابی اندازه حرکت : تأثیر انتقال گرما : بازده گرمایی : گرانروی مطلق گاز : دانسیته 6 : محدوده تنش گسیختگی ( شکست ) : فرکانس دورانی فهرست پارامترها aw : دیواره آدیاباتیک b : بالک C : حنک کن d : بر اساس قطر لبه حمله ( سیلندر ) f : لایه hc : ردیف پره داغ O : کلی tur : توربینی W : دیواره : وضعیت جریان اصلی ( جریان آزاد ) خنک کاری توربین به عنوان یک فن آوری کلیدی برای پیشرفت موتورهای توربینی گازی عملکرد یک موتور توربینی گازی شدیداً تحت تأثیر دمای ورودی توربینی است و افزایش عملکرد می تواند با ماکزیمم دمای ورودی مجاز توربین حاصل شود . از نقطه توقف ( معیار ) عملکرد، احتراق استوکیومتر یک با دمای ورود توربینی حوالی 2000 درجه سانتی گراد ( 3650 درجه فارنهایت ) ، یک ترمودینامیک ایده آل خواهد بود، چون کاری صرف تراکم هوای مورد نیاز محصولات رقیق تراکم نمی شود . بنا بر این رویه کنونی صنعت ، دمای ورودی توربینی را به دمای سوخت استوکیومنز یک نزدیکتر می سازد ، به ویژه برای موتورهای نظامی با این وجود دمای مجاز قطعه فلزی برای اغلب آلیاژهای پیشرفته و فرآیند های صنعتی نمی تواند فراتر از محدوده 980-930 درجه سانتی گراد (1800-1700 درجه فارنهایت ) برود . برای عملکرد مناسب در دماهای گازی بالاتر از این محدوده دمایی ، به سیستم خنک کاری با بازده بالا لازم است . آوانس در خنک کاری روش مهمی برای رسیدن به دماهای بالاتر در ورودی توربینی و در حقیقت سوق دادن به عملکردی بهبود یافته و بهتر کردن توربین است . انتقال گرما بدین نحو عامل طراحی بسیار مهمی برای تمامی بخشهای یک توربین گازی مدرن به ویژه احتراق کننده ( مشعل ) و بخشهای توربینی می باشد . در شرح طراحی خنک کاری بخش داغ یادآوری این نکته لازم است که طراح توربین به طور مداوم تحت فشار مالی و حد دوام دیگر ملزومات مختلف مربوط به چیدمان داخلی اجزا می باشد . همه اینها به شدت مجموعه ای از طراحی سیستم خنک کاری را تحت تأثیر قرار می دهند . چالش های خنک کاری برای افزایش مداوم دمای گاز و نسبت فشار کمپرسور . ارتقاء در موتورهای مدرن توربین گازی با بازده و توان ویژه بالا به مدد افزایش درجه حرارت کارکرد و در مجموع نسبت فشار کمپرسور سنجیده می شود . اغلب موتورهای باسیکل ساده معمول با نسبت های فشار بالاتر و تطبیق یافته با درجات گازی بالاتر می توانند به توان بالاتری برای همان اندازه و وزن و کلاً به راندمان بهتری از سوخت موتور برسند . موتورها دارای کواپراتور( بهبود دهنده )منفعتی ترمودینامیکی از نسبت فشار بالای کمپرسور نمی برند. آلیاژهای پیشرفته برای ایرفویل های توربین می توانند به صورت ایمن در داماهای فلزی زیر 980 درجه سانتی گراد ( 1800 درجه فارنهایت ) کار کنند و آلیاژهای مربوط به دیسک ها در دمای 700 درجه سانتی گراد ( 1300 درجه فارنهایت ) کار می کنند . اما توربین های گازی مدرن در دماهای ورودی کار می کنند که کاملاً بالای این حدود باشند . (توضیحات کامل در داخل فایل) متن کامل را می توانید دانلود نمائید چون فقط تکه هایی از متن در این صفحه درج شده به صورت نمونه ولی در فایل دانلودی بعد پرداخت، آنی فایل را دانلود نمایید.