پایان نامه رشته مهندسی مکانیک انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی

اختصاصی از فی گوو پایان نامه رشته مهندسی مکانیک انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی دانلود با لینک مستقیم و پر سرعت .

دانلود پایان نامه آماده

دانلود پایان نامه رشته مهندسی مکانیک انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی با فرمت ورد و قابل ویرایش تعدادصفحات 210

مقدمه

  این فصل عمدتاً روی موضوعات انتقال جرم و حرارت تمرکز می یابد چون آنها برای خنک سازی اجزا ی 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.     فهرست اسامی نمادها  a- سرعت صورت  b- بعد خطی در عدد دورانی  A-    منطقه مرجع, منطقه حلقوی مسیر گاز  Ag – سطح خارجی ایرفویل   - عدد شناوری BR,M- نرخ وزش CP- حرارت ویژه در فشار ثابت d-قطر هیدرولیکی e- ارتفاع آشفته ساز    -عدد اکرت  g- شتاب جاذبه زمین 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 مرجع  m-نرخ جریان جرم mc- نرخ جریان خنک سازی M=  - نرخ دمش Ma= V/a- عدد ماخ rpm وN- سرعت روتور  NUL= hL/kf- عدد نوسلت  Pr=   -عدد پرانتل PR= نسبت فشار کمپرسور  Ps=فشار استاتیک Pt= فشار کل  Ptin-فشار کل ورودی Q- نرخ انتقال حرارت- نرخ انتقال انرژی   - شار حرارتی  p- شیب بام آشفته ساز  r- وضعیت شعاعی  R- شعاع میانگین, شعاع محفظه احتراق (کمباستر), مقاومت, ثابت گاز  Ri-شعاع موضعی تیغه  RT- شعاع نوک تیغه Rh=شعاع توپی یا مرکز تیغه Red=   - عدد رینولدز براساس قطر هیدرولیکی d  ReL=  - عدد رینولدز براساس L  Ro= b/U  - عدد دورانی Ros= 1/Ro- عدد Rossby  s-فاصله سطح نرمال شده  St- عدد استانتون  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 گاز  ورودی  U,V,W- مولفه های سرعت جریان خنک سازی یا جریان اصلی در جهات  z, y, x  w- پهنا   - زوایه شیب جت فیلم   - زاویه بین فیلم جت و محورهای جریان اصلی   - نسبت حرارتی ویژه   - ضریت حجمی انبساط حرارتی, همواری سطح   - قابلیت انتشار حرارتی گردابی   - قابلیت انتشار اندازه حرکت گردابی   - تاثیر انتقال حرارت   - تاثیر خنک سازی   - بارزه حرارتی    - ویسکوزیته مطلق گاز   - چگالی   - حد تنش گسیختگی   - فرکانس دورانی زیر نویس ها  aw- دیوار آدیاباتیک                     d- براساس قطر لبه هدایت کننده (سیلندر)  b- جسم                                   o-کل                                                      C- خنک کننده                          w-دیوار   - ویژگی جریان اصلی(جریان آزاد)tur-توربین f- فیلم                                    hc- آبشار داغ      خنک سازی توربین بعنوان یک تکنولوژی کلیدی برای بهینه سازی موتورهای توربین گازی عملکرد یک موتور توربین گازی تا حد زیادی تحت تاثیر دمای ورودی توربین می باشد و افزایش عملکرد قابل توجهی را می توان با حداکثر دمای ورودی مجاز توربین بدست آورد. از 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 استوکیومتری سوخت  بخصوص برای موتورهای نظامی, نزدیکتر می کند. با این وجود دمای مجاز اجزای فلزی نمی تواند از  تخطی کند. برای کارکردن در دماهای بالای این حد, یک سیستم موثر خنک سازی اجزا مورد نیاز است. پیشرفت در خنک سازی, یکی از ابزار اصلی برای رسیدن به دماهای ورودی توربین بالاتر می‌باشد و این امر به اصلاح عملکرد و بهبود عمر توربین منتهی می شود. انتقال حرارت یک عامل مهم طراحی برای همه بخش های یک توربین گاز پیشرفته بخصوص در بخش های توربین و محفظه احتراق می باشد. در بحث وضعیت 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 پیوسته در حال افزایش گاز و نسبت فشار کمپرسور

  پیشرفت در موتورهای توربین گاز دارای توان ویژه بالا و بازده بالای پیشرفته نوعاً با افزایش در دمای عملکرد و نسبت فشار کل کمپرسور ارزیابی می شود. رایجترین موتورهای تک چرخه ای با نسبت‌های فشار بالاتر و دماهای گاز بالاتر 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 ایرفویل های 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 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 سوخت به هوا و محدودیت های مربوط به بیرون دهی هامی باشد.

 مقدمه................................. ................1
خنک سازی توربین بعنوان یک تکنولوژی کلیدی برای بهینه سازی  موتورهای توربین گازی.. ..........7
چالش های خنک سازی برای دماهای پیوسته درحال افزایش گاز ونسبت فشارکمپرسور........ .......8
تکنیک های خنک سازی استفاده شده متداول....... .........14
تاثیر خنک سازی................................... ............18
مشکلات خنک سازی.................. .......................22
ترکیب پوشش های حصار حرارتی و خنک سازی.... ..........30
فرایند بهبود خنک سازی ایرفویل.......................... .............32
تعریف پارامترهای شباهت انتقال جرم و حرارت اصلی.......... ..........35
کنش متقابل انتقال جرم – حرارت در لایه مرزی ایرفویل......... .....36
نقش تشابه در رقابت تجربی حرارت ایرفویل توربین و انتقال جرم....... .......42
موضوعات انتقال حرارت گذرا و پایدار در بخش داغ موتور....... ..................44
دمای فلز و تاثیر آن روی عمر اجزای توربین....... ........................46
موضوعات مربوط به تغییرمکان های دمایی گذرای روتوربه استاتوروکنترل فاصله نوک آزاد..................48
خنک سازی نازل توربین...... .........58
انتقال حرارت پره.................. .........65
     -خمیدگی....................... ....69
     -تاثیرات ناهمواری............ ...........74
     -اغتشاش........................ ...........76
خنک سازی فیلم پره........................ ....76
     -نسبت دمش......................... ...86
     -انحنای سطح.................... .....87
     -گرادیان فشار.......... ............88
     -آشفتگی جریان اصلی............. ...........89
     -شیارهای خنک سازی فیلم................ ...91
     -تجمع فیلم...................................... .............92
     -تاثیر تزریق هوای خنک سازی فیلم روی انتقال حرارت سطح... .......94
موضوعات خنک سازی دیواره  .......................... ........ ......100
تاثیرات سه بعدی ودورانی روی انتقال حرارت تیغه........ ....102
     -نیروهای دورانی................................... .............102
     -تاثیرات سه بعدی..................... ............................105
پروفایل دمای گاز شعاعی..................... ..................................106
 
تاثیرات ناپیوستگی.......................... .................107
تکنیک های خنک سازی درونی تیغه... ...................109
     -گذرگاههای درونی هموار............................ ............111
     - تیرک ها/فین ها (نوارهای زاویه دار یا طولی)..................... ....113
     -پین فین ها..................................... ......121
     -تاثیر جت ................................ ..................128
     -جریان گردابی.......................... ........................138
     -خنک سازی فیلم............ ............................141
موضوعات خنک سازی سکو و  ...........................144
خنک سازی ساختارهای روتور   ...........148
     -منبع خنک سازی و سیستم های هوای ثانویه ........ .......................148
بافر کردن مجموعه دیسک و روشهای خنک سازی دیسک......... ...........153
خنک سازی ساختارحفاظتی نازل و جایگاه توربین..................... ....158
خنک سازی  محفظه  . خنک سازی..............................................161
خنک سازی تعریق......................... ....................167
خنک سازی نشتی........................ ..................................169
همرفتی بخش پشتی افزوده............................................ ............173
پوشش دهی حصار حرارتی.......................... ......177
انتقال حرارت تجربی پیشرفته و معتبر سازی خنک سازی.................. ....................179
ارزیابی انتقال حرارت بیرونی و تکنیک های معتبر سازی خنک سازی.... ...............180
     -رنگ حساس به فشار...................................... .... ...........182
     -ارزیابی غیر مستقیم آشفتگی................ .....................................185
ارزیابی های انتقال حرارت و جریان داخلی................................ ......188
شبیه سازی انتقال حرارت مزدوج و معتبر سازی در یک آبشار داغ........ ..........194
     -معتبر سازی تاثیر خنک سازی تیغه در آبشار داغ....................... ..................194
شرایط مرزی تجربی دیسک توربین................................ ......... ..........200
تائید خنک سازی در یک آزمون موتور...................... ..............204
     -ابزار بندی متعارف......................................... ..................204
     -پیرومتر درج شده درگاه بروسکوب....... .............................205
     -رنگ های حرارتی دما بالا................................... ...................206
بررسی های چند نظامی در انتخاب سیستم خنک سازی توربین....... ..........207
    

پایان نامه رشته تاسیسات طراحی توربین

اختصاصی از فی گوو پایان نامه رشته تاسیسات طراحی توربین دانلود با لینک مستقیم و پر سرعت .

دانلود پایان نامه رشته تاسیسات طراحی توربین با فرمت ورد و قابل ویرایش تعداد صفحات 110

دانلود پایان نامه آماده

 مقدمه

بی شک امروزه توربین‌های گازی نقش مهمی در تامین انرژی به عنوان یکی از مهمترین نیاز‌های بشر دارند. در کنار آن کاربرد توربین‌گازی در جلوبرندگی موجب تحول عظیمی در دانش هوافضا گردید و صنعت هوانوردی دوران طلایی شکوفایی خود را مدیون جلوبرندگی به کمک موتور‌های توربین‌گازی می‌داند. در این متن برآنیم تا با مروری بر اصول اولیه ترمودینامیک و توربوماشین توربین‌گازی، روشی جهت محاسبات اولیه طراحی این نوع ماشین‌ها ارائه دهیم. همانطور که خواهیم دید این روش، پایه‌ای جهت نگارش یک برنامه کامپیوتری برای طراحی توربین‌گازی قرار می‌گیرد که این برنامه در پایان متن ارائه‌شده‌است.

ذکر این نکته الزامی است که فرایند طراحی توربین‌گازی در صنعت شامل مراحل متعدد و مفصلی است که تشریح همه آنها موضوع متن حاضر نیست. نمودار مراحل مختلف طراحی در شکل ‏1‌.1 آورده‌شده‌است، که به طور خلاصه به آنها اشاره می‌کنیم. همانطور که در شکل دیده می‌شود فرآیند طراحی شامل مراحل متعددی از طراحی ترمودینامیکی و سپس آیرودینامیکی گرفته تا سیستم کنترل می‌باشد. که در این میان طبیعتا بین مراحل مختلف پس خور‌های متعددی جهت اصلاح قبلی و یا تطبیق محصول نهایی با نیاز بازار در نظر گرفته می‌شود.

فهرست

1    مقدمه    1
2    سیکل توربین‌گاز    7
2‌.1    آشنایی با سیکل    7
2‌.1‌.1    سیکل توربوجت ساده و جلوبرندگی    11
2‌.2    افت‌ها  در توربین‌گاز و انحراف از سیکل واقعی    13
2‌.2‌.1    راندمان آیزنتروپیک کمپرسور و توربین    14
2‌.2‌.2    افت فشار در محفظه احتراق    18
2‌.2‌.3    افت‌‌های مکانیکی    19
2‌.2‌.4    تغییرات گرمای ویژه    19
2‌.3    تعیین راندمان کل، مصرف ویژه سوخت و نرخ حرارتی    21
2‌.4    مقایسه میزان تاثیر عوامل مختلف روی عملکرد سیکل واقعی    22
3    کمپرسور جریان محوری    25
3‌.1    آشنایی با عملکرد    25
3‌.2    تئوری کمپرسور جریان محوری    26
3‌.3    بررسی عوامل موثر بر نسبت فشار مرحله    30
3‌.3‌.1    سرعت زیاد پره در نوک    30
3‌.3‌.2    سرعت محوری جریان    31
3‌.3‌.3    انحراف زیاد سیال در پره‌های متحرک    33
3‌.4    گرفتگی در مجرای جریان کمپرسور    34
3‌.5    نسبت واکنش    35
3‌.6    روشی برای محاسبه راندمان مرحله    37
4    محفظه احتراق    42
4‌.1    عملکرد محفظه احتراق    42
4‌.2    تعیین نسبت سوخت به هوا    44
4‌.3    ترموشیمی احتراق و محاسبه خواص محصولات احتراق    45
5    توربین جریان محوری    49
5‌.1    تئوری توربین جریان محوری    49
5‌.2    ضریب بارگذاری تیغه    52
5‌.3    نسبت واکنش    53
5‌.4    اثر نسبت واکنش بر راندمان مرحله    54
5‌.5    محاسبه راندمان‌های کل به استاتیک و کل به کل توربین    55
5‌.6    اثرات تراکم پذیری    60
6    فرآیند طراحی کمپرسور جریان محوری و محفظه احتراق    61
6‌.1    تعیین ابعاد ورودی و خروجی و مشخصات گاز خروجی    63
6‌.2    تعیین تعداد مراحل و تخمین افزایش دمای مرحله    66
6‌.3    تعیین زوایای پره، نسبت فشار، راندمان و نسبت واکنش مرحله    68
6‌.3‌.1    مرحله اول    68
6‌.3‌.2    مرحله‌های میانی    71
6‌.3‌.3    مرحله آخر    73
6‌.4    محاسبه راندمان کمپرسور و قدرت مورد نیاز آن    74
6‌.5    محاسبه نسبت سوخت به هوا و مشخصات گازهای خروجی    75
6‌.6    فرآیندهای جایگزین    77
6‌.6‌.1    وارد کردن ماخ بحرانی در ورودی و محاسبه سرعت محوری ورودی    78
6‌.6‌.2    فرض ثابت ماندن شعاع خارجی به جای ثابت گرفتن شعاع میانگین    78
7    فرآیند طراحی توربین جریان محوری    80
7‌.1    محاسبه بارگذاری مرحله و راندمان کل به استاتیک    82
7‌.2    تعیین سرعت و مشخصات گاز در خروج    84
7‌.3    محاسبه راندمان کل به کل    86
7‌.4    تعیین هندسه خروجی توربین    86
7‌.5    محاسبه زوایای پره‌ها    87
7‌.6    محاسبه اعداد ماخ نسبی و مطلق در مرحله آخر    88
7‌.7    تعیین هندسه ورودی    89
7‌.8    محاسبه رانش برای موتورهای توربوجت    91
9.7 شرح روش‌های جایگزین    93
7‌.9‌.1    قطر ریشه یا نوک به عنوان وروردی و محاسبه قطر‌های میانگین    93
2.9.7نسبت شعاع ریشه به نوک به عنوان ورودی و محاسبه زاویه خروجی استاتور    94
7‌.9‌.3    نسبت فشار کل به عنوان ورودی و محاسبه قدرت خروجی توربین    95
مراجع    96
پیوست الف: پروژه‌های نمونه    97
پروژه نمونه 1 : طراحی یک توربین گازی صنعتی    97
پروژه نمونه 2 : طراحی یک موتور توربوجت    101
پیوست ب: متن برنامه کامپیوتری    105

قابلیت اطمینان الکترونیک قدرت توربین های بادی کوچک متصل به شبکه

اختصاصی از فی گوو قابلیت اطمینان الکترونیک قدرت توربین های بادی کوچک متصل به شبکه دانلود با لینک مستقیم و پر سرعت .

قابلیت اطمینان الکترونیک قدرت  توربین های بادی کوچک متصل  به شبکه

پروژه الکترونیک قدرت 1

یک فایل ورد 14 صفحه ای مناسب برای پروژه های درسی

دانلود پروژه تعمیرات سیستم های هوای ورودی و تجهیزات سیستم توربین گاز

اختصاصی از فی گوو دانلود پروژه تعمیرات سیستم های هوای ورودی و تجهیزات سیستم توربین گاز دانلود با لینک مستقیم و پر سرعت .

پیش فیلترهای میانی (MEDIA PRE- FILTERS)

ممکن است یک ردیف از پیش فیلترهای میانی در پائین دست(DONSTREAM) سپراتورهای اینرسی و در ست در بالا دست فیلترهای میانی با راندمان بالا واقع باشد. مقصود از پیش فیلترهای میانی طولانی کردن عمر مفید فیلترها با راندمان بالا میباشد. واحد باید فقط با فیلترهای نصب شده تمیز با راندمان بالا کار کند. اختاف فشار باید اندازه گیری و ثبت شود. سپس فیلترها می بایست نصب شده و افت فشار دوباره ثبت شود این مقدار مجموع افت فشار در طول همه طبقات فیلتراسیون می باشد. وقتی افزایش نشان داده شده توسط گیج فشار متناظر با مقدایر توصیه شده توسط تولیدکننده فیلترباشد پیش فیلترها باید تعویض شود و دور انداخته شوند قبل از نصب پیش فیلترهای نو افت فشار در فیلترهای با راندمان بالا باید ثبت و با مقدار اولیه
(ORIGINAL) مقایسه شود. روش فوق باید تکرار شود تا موقعی که افت فشار در طول فیلترهای با راندمان بالا به حدهای یقین شده توسط تولیدکننده فیلتر برسد، در این موقع فیلترهای با راندمان بالا (HIGH-EFFECIENCY – FILTERS ) باید تعویض شود.

 

«در موقع کارکردن توربین گاز، اختلاف فشار در دو طرف درب کویه فیلتر وروی ممکن است سبب بسته شدن سریع درب یا اشکال در بازکردن درب از طرف داخل کویه شود در موقع کار توربین نباید وارد کویه فیلتر شد مگر آنکه پیش بینی های خاص از نظر ورود ایمن و بی خطر(SAFE-ENTRY ) انجام شده باشد».

پیش فیلترهای میانی را در حین کار توربین گاز می توان تعویض کرد در موقع اجرای چنین کاری:

1- (WARNING )ذکر شده در فوق را ملاحظه کنید.

2- تمام چیزهای شل را از جبیبها د رآورده، عینک و کلاه ایمنی را محکم کنید.

3- پیش فیلترها را درآورید این کار را با ردیف بالائی فیلترها شروع کنید.

4- اول از همه تمام پیش فیلترهای کثیف را درآورده و سپس شروع به نصب فیلترهی تمیز کنید.

5- نصب فیلترهای تمیز را با ردیف پائین فیلترها آغاز کنید.

« فیلترهای میانی با راندمان بالا»

فیلترهای با راندمان بالا در پائین دست سپراتورهای اینرسی واقع شده و مرحله آخری فیلتراسیون را شامل می شود. راندمان آنها حدود 7/99 درصد درتست غبار ظریفA-C می باشد. دقیقترین روش برای تعیین زمان نیاز فیلترهای فوق به تعویض اندازه گیری افزایش تنگی ناشی از تجمع آلوده کننده ها در این بخش می باشد. برای تعیین این موضوع واحد باید فقط با فیلترهای با راندمان بالا در حال کار باشد. اختلاف فشار باید اندازه گیری و ثبت شود این مقدار مجموع افت فشار در طول همه مراحل فیلتراسیون می یاشد. موقعیکه افزایش در افت فشار که توسط گیج فشار نشان داده میشود متناظر با مقدار توصیه شده توسط تولیدکننده فیلتر باشد فیلترها باید درآورده شده و بجای آنها فیلترهای نو نصب شود. در موقع نصب فیلترهای نو باید دقت شود تا اطمینان حاصل شود که همه واشرها در وضعیت و موقعیت صحیحی باشند. از لبه فیلترها و قاب نگهدارنده نباید هیچگونه نشتی موجود باشد.

توری ورودی (INLET SCREEN)
فهرست مطالب
کلیات
جدول (1-4)
جدول (2-4) MS9001
جدول(CI-3)
جدول – (CI-5)
 NOTE
A-    

 (سپراتورهای اینرسی)

پیش فیلترهای میانی (MEDIA PRE- FILTERS)
 کوپه وردی کانال ورودی و صداگیرها(SILENCERS  )
 
 خنک کننده های تبخیری(EVAPORATIVE- COOLERS )
اندازه گیریهای کلیرنس نازل( در صورت نیاز)
تست« ادی کارنت» (EDDY CURRENT TESTING) ( در صورت لزوم)

مناطق بازرسی
تجهیزات مورد نیاز

 برنامه ریزی بازرسی با بورسکوپ
 
روش بازرسی
 NOTE  
دمونتاژ(DISASSEMBLY )
عمل 5) نازل های سوخت را درآورید.
 عمل 8) نگهدارنده های لوله انتقال شعله لاینرهای احتراق، لوله های انتقال شعله، و فلواسلیو ها را در آورید.
 عمل 9) ترانزیشین پیس را درآورید.
 (a دمونتاژ والو:
مونتاژ مجدد
1) چک فلوی هوای نازل سوخت
3) چک فلوی تزریق آب نازل سوخت
 انبارکردن نازل سوخت
 عمل 12- بازرسی لاینرهای احتراق
 چکهای راه اندازی (START UP)

شامل 166 صفحه فایل word

گزارش کامل کارآموزی رشته الکترونیک انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین

اختصاصی از فی گوو گزارش کامل کارآموزی رشته الکترونیک انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین دانلود با لینک مستقیم و پر سرعت .

دانلود گزارش کامل کارآموزی رشته الکترونیک انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین بافرمت ورد وقابل ویرایش تعداد  صفحات 130

گزارش کارآموزی آماده,گزارش کارورزی,دانلود کارآموزی,گزارش کارآموزی


این پروژه کارآموزی بسیاردقیق وکامل طراحی شده و جهت انجام واحد درسی کارآموزی

مقدمه

در این فصل ما بر روی تاثیر پارامترهای گوناگون و خصوصیات انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین تمرکز می نماییم.پیشرفتها در طراحی محفظه احتراق منجر به دماهای ورودی توربین بالا تر شده اند که به نوبه خود بر روی بار حرارتی و مولفه های عبور گاز داغ تاثیر می گزارد.دانستن تاثیرات بار حرارتی افزایش یافته از اجزایی که گاز عبور می کند طراحی روشهای موثرسرد کردن برای محافظت از اجزاء امری مهم است.گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت متلاطم می باشد که سطوح و مقادیر تلاطم 20تا 25% در پره مرحله اول می باشد.مولفه های مسیر گاز داغ اولیه ،پره های هادی نازل ثابت و پره های توربین درحال دوران می باشد. شراعهای توربین، نوک های پره، سکوها و دیواره های انتهایی نیز نواحی بحرانی را در مسیر گاز داغ نشان می دهد. برسی های کار بردی و بنیادی در ارتباط با تمام مولفه های فوق به درک بهتر و پیش بینی بار حرارتی به صورت دقیق تر کمک کرده اند . اکثر برسی های انتقال حرارت در ارتباط با مولفه های  مسیر گاز داغ مدل هایی در مقیاس بزرگ هستند که در شرایط شبیه سازی شده بکار می روند تا درک بنیادی از پدیده ها را فراهم سازد. مولفه ها با استفاده از سطوح صاف و منحنی شبیه سازی شده اند که شامل مدل های لبه راهنما و کسکید های  ایرفویل های مقیاس بندی شده می باشد. در این فصل، تمرکز بر روی نتایج آزمایشات انتقال حرارت بدست آمده توسط محققان گوناگون روی مولفه های مسیر گاز خواهد بود. انتقال حرارت به پره های مرحله اول در ابتدا تحت تاثیر پارامترهای از قبیل پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق،تلاطم زیاد جریان آزاد و مسیر های داغ می باشد .انتقال حرارت به تیغه های روتور مرحله اول تحت تاثیر تلاطم جریان آزاد متوسط تا کم ، جریان های حلقوی نا پایدار ، مسیر های داغ و البته دوران می باشد. 2.1.1- سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های دما سطوح تلاطم در محفظه احتراق خیلی مهم هستند که ناشی از تاثیر چشمگیر انتقال حرارت همرفتی به مولفه های مسیر گاز داغ در توربین می باشد. تلاطم تاثیر گزار بر روی انتقال حرارت توربین ها در محفظه احتراق تولید می شود که ناشی از سوخت به همراه گاز های کمپرسور می باشد.آگاهی از قدرت تلاطم تولید شده توسط محفظه احتراق برای طراحان در بر آورد مقادیر انتقال حرارت در توربین مهم است.تلاطم محفظه احتراق کاهش یافته، می تواند منجر به کاهش بار حرارتی در اجزاء توربین و عمر طولانی تر و همچنین کاهش نیاز به سرد کردن می شود. بر سی های انجام شده بر روی اندازه گیری سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم متمرکز شده است. Goldstein سرعت خروجی و پروفیل های تلاطم را برای محفظه احتراق مدل نشان داد.Moss وOldfield طیف های تلاطم را در خروجی های محفظه احتراق نشان دادند.هرکدام از بر سی های فوق در فشار اتمسفر و دمای کم انجام شد. اگرچه بدست آوردن بدست آوردن انرازه گیری ها تحت شرایط واقعی مشکل است اما برای یک طراح توربین گاز درک بهبود هندسه محفظه احتراق و پروفیل های گاز خروجی از محفظه امری ضروری است. این اطلاعات به بهبود شرایط هندسه و تاثیرات نیاز های سرد کردن توربین کمک می نماید. اخیرا"،Goebel سرعت محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم در جهت موافق جریان یک محفظه احتراق کوچک با استفاده از یک سیستم سرعت سنج دوپلر ولسیمتر(LDV)را اندازه گیری کردنند.آنهاسرعت نرمالیزه شده،تلاطم وپروفیل های دمای موجود برای تمام آزمایش های احتراق را نشان دادند.آنها یک محفظه احتراق از نوع قوطی مانندبکار رفته در موتور های توربین گاز مدرن را استفاده کردند، که در شکل1-2نشان داده شده است.جریان از کمپرسور و از طریق سوراخ ها وارد محفظه احتراق می شود و با سوخت محترق در محل های متفاوت در جهت موافق جریان مخلوط می شود. طراحی محفظه احتراق حداقل مستلزم یک افت فشار از طریق محفظه احتراق تا ورودی توربین است.فرایند محفظه احتراق توسط اختلاط تدریجی هوای فشرده با سوخت در محفظه قوطی شکل کنترل می شود. طراحان محفظه احتراق نوین نیز بر روی مشکلات و مسائل ترکیب و فرایند اختلاط  هوا-سوخت تمرکز می نمایند احتراق تمیز نیز یک مسئله و کانون برای طراحان ناشی از استاندارد های محیطی  الزامی شده توسط دولت فدرال آمریکا و EPA می باشد. با این حال ،طراح محفظه احتراق یک مسئله مورد بحث در این کتاب نمی باشد. شکل 2-2 تاثیر احتراق بر روی سرعت محوری ،شدت تلاطم محوری،سرعت پیچ وتاب( مارپیچی )و شدت تلاطم پیچ وتاب را نشان  میدهد. تمام سرعت ها توسط خط مرکزی سرعت اندازه گیری شده و در مقابل شعاع نرمالیزه رسم شدند.جریان جرم و فشار هوا برای قدرت های مختلف احتراق اندازه گیری شدند.افزایش جریان سوخت باعث افزایش استحکام احتراق گردید.دمای شعله آدیاباتیک تغییر داده شد.هوای فشرده در یک موتور توربین گاز ناشی از فرایند تراکم پیش گرم می باشد .با این حال،در این برسی،هوا پیش گرم نمی شود.جریان جرم وفشار0.45 kg/s و6.8 اتمسفر بودند.دما های شعله از 71  تا 1980  متغیر بود.تاثیر احتراق شدیدا" آشکار است هنگامی که حالت آتش گرفته را با بقیه حالتهای آتش گرفته مقایسه می نماییم.سسرعت محوری و سرعت پیچ وتاب(مارپیچی) شدیدا"تحت تاثیر احتراق هستند،مقادیر پیچ وتاب توسط احتراق کم میشود.کاهش در پیچ وتاب می تواند در شدت تلاطم مشاهده شود.مقادیر اوج در شدت تلاطم از 10 تا 16% از حالت غیر مشتعل تا کاملا"مشتعل کاهش یافتند.