فایل ورد کامل بررسی محاسبات خنک سازی فیلم از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده استوانه ای و ردیفی نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق

توجه : به همراه فایل word این محصول فایل پاورپوینت (PowerPoint) و اسلاید های آن به صورت هدیه ارائه خواهد شد

این مقاله، ترجمه شده یک مقاله مرجع و معتبر انگلیسی می باشد که به صورت بسیار عالی توسط متخصصین این رشته ترجمه شده است و به صورت فایل ورد (microsoft word) ارائه می گردد

متن داخلی مقاله بسیار عالی، پر محتوا و قابل درک می باشد و شما از استفاده ی آن بسیار لذت خواهید برد. ما عالی بودن این مقاله را تضمین می کنیم

فایل ورد این مقاله بسیار خوب تایپ شده و قابل کپی و ویرایش می باشد و تنظیمات آن نیز به صورت عالی انجام شده است؛ به همراه فایل ورد این مقاله یک فایل پاور پوینت نیز به شما ارئه خواهد شد که دارای یک قالب بسیار زیبا و تنظیمات نمایشی متعدد می باشد

توجه : در صورت مشاهده بهم ریختگی احتمالی در متون زیر ،دلیل ان کپی کردن این مطالب از داخل فایل می باشد و در فایل اصلی فایل ورد کامل بررسی محاسبات خنک سازی فیلم از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده استوانه ای و ردیفی نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق،به هیچ وجه بهم ریختگی وجود ندارد

تعداد صفحات این فایل: ۱۸ صفحه

چکیده

این مطالعه به منظور بررسی اثرات با زوایای همسوی ۰ و ۹۰ درجه در نسبت دمیدگی ۳۱۸ بر روی عملکرد لایه خنک کننده نزدیک به سطح دیواره انتهایی شبیه ساز محفظه احتراق انجام شد. در این تحقیق، مدل سه بعدی موتور توربین گازی پرات و ویتنی شبیه سازی شده و با بسته حجم محدود اجاری FLUENT 6.2 شبیه سازی شد. این تجزیه تحلیل با مدل توربولانس رینولد، ناویر استاک بر روی محفظه های خنک کنندگی درونی انجام شد. این شبیه ساز محفظه احتراق با اثرات متقابل دو ردیف از جت رقیق سازی ترکیب شد که در جهت بخار بخود ترکیب شد. لایه خنک کننده در امتداد دیواره های محفظه احتراق قرار داشت. در مقایسه با مورد معیار سوراخ های خنک کننده، کاربرد حفره ترنچ شده ردیفی نزدیک به سطح دیواره نهایی موجب دو برابر شدن کارایی لایه خنک کننده شد.

۴-نتیجه گیری و پیشنهادات

هدف این مطالعه تجزیه تحلیل اثرات پیکر بندی های مختلف سوراخ های خنک کننده سوراخ های استوانه ای و ردیفی با زوایای ۰ و ۹ درجه با نسبت دمش ۳۱۸ بر روی اثر بخشی سوراخ های خنک کننده در انتهای شبیه ساز محفظه احتراق بود. در این مطالعه یک مدل سه بعدی از موتور پرات و ویتنی شبیه سازی شد. استفاده از حفره های سوراخ های خنک کننده ترنچ شده برای توسعه لایه خنک کننده در نظر گرفته شد.هم چنین، بخش مرکزی صفحه ۲P نفوذ شدید فیلم ضخیم خنک کننده را در موارد ترنج شده به خصوص با زاویه ۰ نشان داد. با این حال، دمای مجاور دیواره و بین جت ها با ترنچ سوارخ های خنک کننده خنک تر بود زیرا با ترنچ سازی حفره های خنک کننده، توزیع خنک کننده بهتر بود. یافته های میدان حرارتی، منطقه سیر کولاسیون را در پایین دست جت نشان داد که در این قسمت استفاده از لایه خنگ کننده با جت رقیق سازی تقویت شد. تراز میدان حرارتی نشان دهنده اثر شدید سوراخ های خنک کننده نرمچ شده و تزریق بخار در پایین دست است. در ابتدا نتایج برای صفحه اندازه گیری ۰-۱-۲ P اثر شدیدی بر روی اثر بخشی خنک کننده به خصوص برای ۱-۲P بر خلاف ۳P نشان داد. مقایسه بین نتایج ازمایشی و رایانشی نشان می دهد که پیش بینی سوراخ های خنک کننده برای صفحات اندازه گیری مختلف لایه سوراخ های خنک کننده نازک تری را برای این مطالعه نشان داد.

عنوان انگلیسی:Computational investigation of film cooling from cylindrical and row trenched cooling holes near the combustor endwall~~en~~

Abstract

This study was performed to investigate the effects of cylindrical and row trenched cooling holes with alignment angles of 0° and 90° at blowing ratio of 3.18 on the film cooling performance adjacent to the endwall surface of a combustor simulator. In this research a three-dimensional representation of Pratt and Whitney gas turbine engine was simulated and analyzed with a commercial finite volume package FLUENT 6.2. The analysis has been carried out with Reynolds-Averaged Navier–Stokes turbulence model (RANS) on internal cooling passages. This combustor simulator was combined with the interaction of two rows of dilution jets, which were staggered in the streamwise direction and aligned in the spanwise direction. Film cooling was placed along the combustor liner walls. In comparison with the baseline case of cooling holes, the application of a row trenched hole near the endwall surface doubled the performance of film cooling effectiveness.

۴ Conclusion and recommendations

The objective of this study was to analyze the effects of different cooling hole configurations of cylindrical, row trenched holes with alignment angles of 01 and 901 at blowing ratio of 3.18 on the film cooling effectiveness at the end of the combustor simulator. In this study a three-dimensional representation of a Pratt and Whitney engine was simulated and analyzed. To sum up, the usage of trenched cooling holes significantly to development of the film cooling layer. Also, the central part of plane 2p showed intense penetration of the coolant and a thick film cooling layer creation in the trenched cases, especially for the trenched hole with alignment angle of 01. However, the temperature adjacent to the wall and between the jets was cooler with trenching the cooling holes because by trenching the cooling holes, the coolant spread better in this area. The thermal field findings demonstrated a recirculation area developed exactly downstream of the jet where the entrainment of film cooling was caused by the dilution jet. The contours of the streamwise thermal field indicate the intense effect of trenched cooling holes and dilution injection downstream the dilution jet. Initially, the results declared that for the measurement plane of 0p, 1p and 2p trenching cooling holes have an intense effect on film cooling effectiveness especially for planes 1p and 2p as opposed to plane 3p. A comparison between experimental and computational results shows that the prediction of the film cooling for the different measurement planes exhibited a thinner film cooling layer for the current study

$$en!!