تحقیق مقاله 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 (1-7) 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 موتور های 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.

چالش های خنک سازی برای دماهای گاز در حال افزایش بطور پیوسته و نسبت فشار کمپرسور

پیشرفت در موتورهای توربین گاز دارای توان ویژه بالا و بازده بالای پیشرفته نوعاً با افزایش در دمای عملکرد و کل نسبت فشار کمپرسور ارزیابی می شود. رایجترین موتورهای تک چرخه ای با نسبت‌های فشار بالاتر و دماهای گاز افزایش یافته به شکل متناسب می تواند توان بیشتری را با همان اندازه و وزن و بازده سوخت موتور کلی بهتر بدست آورد. موتورهای دارای بهبود دهنده ها از لحاظ ترمودینامیکی از نسبت های فشار بالای کمپرسور, بهره نمی برند. آلیاژهای پیشرفته برای لایه ها نازک توربین می تواند به شکلی ایمن در دماهای فلز کمتر از    عمل کرده و آلیاژها برای صفحات و ساختارهای ساکن به  محدود می شوند. ولی توربین های گازی مدرن در دماهای ورودی توربین عمل می کنند که در سن بالای این محدوده هاست. همچنین یک تفاوت قابل توجه در دمای عملکردی بین توربین های هواپیمای پیشرفته و توربین های صنعتی وجود دارد. این نتیجه تفاوتهای اصلی در عمر, وزن, کیفیت هوا/ سوخت و محدودیت های مربوط به تابش ها می باشد.

برای موتور های هوازی پیشرفته, دماهای ورودی پره توربین نزدیک به  و نسبت های فشار کمپرسور در حدود 40:1 تبدیل به یک واقعیت شده است. توان ویژه بالا که برای این نوع از موتورها, هدف عمده می باشد, در راستای بهره بالا بدست می‌آید. چنین شرایط اجرایی بطور ذاتی نیازمند نظارت های مرتب موتور و نظارت پیوسته سلامت می باشد.

برای موتورهای صنعتی, الزامات پیشرو, شامل دوام دراز مدت بدون نظارتهای مرتب و تعمیرات کلی می باشد. نوعاً مولفه های صنعتی اصلی حداقل 30000 ساعت بین تعمیرات دوام می آورند و دارای توان بالقوه برای تعمیر گونه ای هستند که میتوان عمر موتور را تا 100000 ساعت توسعه داد. این با عمر مولفه توربین هواپیما که تنها چند هزار ساعت است مقایسه می شود.

این فاکتور و نیز لازم معمول فشار تخلیه کمپرسور که باید کمتر از فشار منبع سوخت خط لوله گاز موجود باشد, به یک مادی ورودی پره توربین تقریباً بالا منتهی می شود. حد TRIT برای یک توربین

گاز صنعتی پیشرفته در دامنه 1260 تا فرمول توسعه می یابد.