پارس پروژه (پرتال پروژه های دانشگاهی)

ME12 -پایان نامه مکانیک سیالات : بررسی دینامیک سیالات و روش های تست کارایی در توربو ماشین ها

کد محصول: me12

فرمت فایل word

تعداد صفحات: 180 صفحه

قیمت: 18000 تومان

فهرست مطالب

پیش گفتار

1- بخش اول

1-1 دینامیک سیالات در توربوماشینها             1                                            

2-1 مقدمه           1

3-1 ویژگیهای میدانهای جریان در توربوماشینها     4

4-1 ویژگیهای اساسی جریان       4

5-1 جریان در دستگاههای تراکمی       7

6-1 جریان در فن ها و کمپرسورهای محوری     8

7- 1جریان در کمپسورهای سانتریفیوژ       16

8-1 جریان در سیستمهای انبساطی       21

9-1 جریان در توربینهای محوری       23

10-1 جریان در توربینهای شعاعی       37

11-1 مدلسازی میدانهای جریان توربوماشینها     41

12-1 مراحل  مختلف مدلسازی مرتبط با فرآیند طراحی    42

13-1 مدلسازی جریان برای پروسس طراحی ابتدائی    44

14-1 مدلسازی جریان برای پروسس طراحی جز به جز    46

15-1 قابلیتهای حیاتی برای تجهیزات آنالیز جریان در توربوماشینها  47

16-1 مدلسازی فیزیک جریان       49

17-1 معادلات حاکم و شرایط مرزی      50

18-1 مدلسازی اغتشاش وانتقال       55

19-1 تحلیل ناپایداری و اثر متقابل ردیف پره ها :    61

20-1تکنیک های حل عددی       65

21-1 مدلسازی هندسی        70

22-1 عملکرد ابزار تحلیلی        77

23-1 ملاحظات مربوط به قبل و بعد از فرآیند     81

24-1 انتخاب ابزار تحلیلی        86

25-1 پیش بینی آینده         89

26-1 مسیرهای پیش رو در طراحی قطعه      90

27-1 مسیرهای پیش رو در قابلیتهای مدلسازی     93

28-1 خلاصه          96

مراجع           99

2- بخش دوم

1-2 آزمونهای کارآیی توربو ماشینها     104

2-2 آزمونهای کارآیی آئرودینامیکی     104

3-2 اهداف فصل         104

4-2 طرح کلی بخش        105

5-2 تست عملکرد اجزا       106

6-2 تأثیر خصوصیات عملکردی بر روی بازده    109

7-  2تست عملکرد توربو ماشینها       113

8-2 روش تحلیل تست       114

9-2 اطلاعات عملکردی مورد نیاز      115

10-2 اندازه گیریهای مورد نیاز      115

11-2 طراحی ابزار و استفاده از آنها     120

12-2 اندازه گیری فشار کل       120

13-2 اندازه گیری های فشار استاتیک      129

14-2 اندازه گیریهای درجه حرارت کل     131

15-2 بررسی های شعاعی       133

16-2 Rake های دنباله        136

17-2 سرعتهای چرخ روتور      138

18-2 اندازه گیریهای گشتاور      139

19-2 اندازه گیریهای نرخ جریان جرم     139

20- 2اندازه گیریهای دینامیکی :       140

21-2 شرایط محیطی        143

22-2 سخت افزار تست        143

23-2 ملاحظات طراحی وسایل       148

24-2 نیازهای وسایل        149

25-2 ابزارآلات بازده       151

26-2 اندازه گیریهای فشار        151

27-2 اندازه گیریهای دما        155

28-2 اندازه گیریهای زاویه جریان      158

29-2 روشهای تست و جمع آوری اطلاعات    161

30-2پیش آزمون         161

31-2 فعالیت های روزانه قبل از آزمون      162

32-2 در طی آزمون        163

33-2 روشهای آزمون        163

34-2 ارائه اطلاعات        165

35-2 تحلیل و کاهش اطلاعات       165

36-2 دبی اصلاح شده        166

37-2 سرعت اصلاح شده       167

38-2 پارامترهای بازده       167

39-2 ارائه اطلاعات        170

40-2 نقشه های کارآیی        170

41-2 مشخص کردن حاشیه استال (stall margin)   171

مراجع          173

بخش اول

1-1 دینامیک سیالات در توربو ماشین ها

2-1 مقدمه:

در طراحی کنونی توربو ماشینها، و بخصوص برای کاربردهای مربوط به موتورهای هواپیما، تاکید اساسی بر روی بهبود راندمان موتور صورت گرفته است. شاید بارزترین مثال برای این مورد، «برنامه تکنولوژی موتورهای توربینی پر بازده مجتمع» (IHPTET) باشد که توسط NASA و DOD حمایت مالی شده است.

هدف IHPTET، رسیدن به افزایش بازده دو برابر برای موتورهای توربینی پیشرفته نظامی، در آغاز قرن بیست و یکم می باشد. بر حسب کاربرد، این افزایش بازده از راههای مختلفی شامل افزایش نیروی محوری به وزن، افزایش توان به وزن و کاهش معرف ویژه سوخت (SFC) بدست خواهد آمد.

وقتی که اهداف IHPTET نهایت پیشرفت در کارآیی را ارائه می دهد، طبیعت بسیار رقابتی فضای کاری کنونی، افزایش بازده را برای تمام محصولات توربو ماشینی جدید طلب می کند. به خصوص با قیمتهای سوخت که بخش بزرگی از هزینه های مستقیم بهره برداری خطوط هوایی را به خود اختصاص داده است،  SFC، یک فاکتور کارایی مهم برای موتورهای هواپیمایی تجاری می باشد.

اهداف مربوط به کارایی کلی موتور، مستقیما به ملزومات مربوط به بازده آیرودینامیکی مخصوص اجزاء منفرد توربو ماشین تعمیم می یابد. در راستای رسیدن به اهداف مورد نیازی که توسط IHPTET و بازار رقابتی به طور کلی آنها را تنظیم کرده اند، اجزای توربو ماشینها باید به گونه ای طراحی شوند که پاسخگوی نیازهای مربوط به افزایش بازده، افزایش کار به ازای هر طبقه، افزایش نسبت فشار به ازای هر طبقه، و افزایش دمای کاری، باشند.

بهبودهای چشمگیری که در کارایی حاصل خواهد شد، نتیجه ای از بکار بردن اجزایی است که دارای خواص آیرودینامیکی پیشرفته ای هستند. این اجزا دارای پیچیدگی بسیار بیشتری نسبت به انواع قبلی خود هستند که شامل درجه بالاتر سه بعدی بودن، هم در قطعه و هم در شکل مسیر جریان می باشد.

میدان های جریان مربوط به این اجزا نیز به همان اندازه پیچیده و سه بعدی خواهد بود. از آنجایی که درک رفتار پیچیده این جریان، برای طراحی موفق چنین قطعاتی حیاتی است، وجود ابزارهای تحلیلگر کارآتری که از دینامیک سیالات محاسباتی (CFD) بهره می برند، در پروسه طراحی، اساسی می باشد.

در گذشته، طراحی قطعات توربو ماشین ها با استفاده از ابزارهای ساده ای که بر اساس مدلهای جریان غیر لزج دو بعدی بودند کفایت می کرد. اگرچه با روند کنونی به سمت طراحی ها و میدانهای جریان پیچیده تر، ابزارهای پیشین دیگر برای تحلیل و طراحی قطعات با تکنولوژی پیشرفته مناسب نیستند. در حقیقت جریانهایی که با این قطعات برخورد می کنند، به شدت سه بعدی (3D)، ویسکوز، مغشوش و اغلب با سرعت ها ، در حد سرعت صوت می باشند. این جریان های پیچیده، قابل فهم و پیش بینی نیستند، مگر با بکار بردن تکنیک های مدلسازی که به همان اندازه پیچیده هستند. برای پاسخگویی به نیاز طراحی چنین قطعاتی، ابزارهای CFD پیشرفته ای لازم است که قابلیت تحلیل جریانهای سه بعدی، لزج و در محدوده صوتی، مدل سازی اغتشاش و انتقال حرارت و برخورد با پیکربندی های هندسی پیچیده را داشته باشد. علاوه بر این، جریانهای گذرا (ناپایا) و تعامل ردیفهای چندگانه تیغه ها باید مورد ملاحظه قرار گیرد.

هدف این فصل این است که بازنگری مختصری از مشخصات جریان در انواع مختلف قطعات توربوماشینها ارائه داده و نیز خلاصه ای از قابلیتهای تحلیلی CFD که مورد نیاز برای مدل کردن چنین جریانهایی هستند را بیان کند.

این باید به خواننده، درک بهتری در مورد تاثیر جریان بر طراحی چنین اجزایی و میزان کارایی مدل سازی مورد نیاز برای آنالیز اجزاء بدهد. تمرکز بر روی کاربردهای موتورهای هواپیما خواهد بود، ولی دهانه های ورودی، نازلها و محفظه های احتراق مورد توجه خواهند بود. به علاوه یک بررسی از هر دو گرایش طراحی قطعات و ابزارهای تحلیل CFD را شامل می شود. به علت پیچیدگی این موضوعات، تنها یک بحث گذرا ارائه خواهد شد. اگرچه مراجع فراهم شده اند تا به خواننده اجازه دهد این مباحث را با جزئیات بیشتر جستجو کند.

3-1 ویژگیهای میدان های جریان در توربو ماشین ها:

در این قسمت از فصل، خصوصیات اولیه میدانهای جریان توربو ماشینها بررسی خواهد شد. اگرچه بحث اساسا کاربرد موتورهای هواپیما را مورد توجه قرار خواهد داد، ولی بسیاری از خصوصیات جریان برای توربو ماشینها عمومیت دارند علاوه بر بازنگری مختصر بر ویژگیهای میدانهای جریان عمومی، طبیعت جریانهای خاص در انواع گوناگون اجزاء مورد توجه قرار خواهد گرفت.

4-1 ویژگیهای اساسی جریان:

میدان های جریان در توربو ماشین های ذاتا بسیار پیچیده و سه بعدی است. در بسیاری از موارد، جریان ها تراکم پذیرند و ممکن است از مادون صوت به جریان با سرعت صوت و به فراصوتی تغییر کنند. در مسیر جریان ممکن است شوک وجود داشته باشد و تعامل شوک و لایه مرزی ممکن است اتفاق بیفتد که باعث افت بازده می شود. گرادیان فشارهای قابل توجه، در هر جهتی می تواند وجود داشته باشد.

همچنین چرخش، یک فاکتور مهم است که رفتار جریان را تحت تاثیر قرار می دهد.

جریانها اکثرا لزج و مغشوش هستند، اگرچه ناحیه هایی با جریان لایه ای و انتقالی نیز وجود دارد. اغتشاش و تلاطم در میدان جریان می تواند در لایه مرزی و جریان آزاد اتفاق بیفتد، جایی که میزان اغتشاش، بسته به شرایط جریان بالادست، تغییر می کند. برای مثال جریان پایین دست یک محفظه احتراق یا کمپرسور چند طبقه می تواند اغتشاش جریان آزاد بسیار بیشتری نسبت به جریان ورودی به یک فن داشته باشد.

تنش های پیچیده و کاهش کارآیی می تواند ناشی از پدیده های جریان لزج، مثل لایه های مرزی سه بعدی، اثر متقابل بین لایه مرزی تیغه و دیواره، حرکت جریان نزدیک دیوار، جریان جدا شده، گردابه های مربوط به لقی نوک پره، گردابه های لبه فرار، دنباله ها، و اختلاط باشد. علاوه بر این، حرکت نسبی دیواره و انتقال بین دیواره های دوار و ثابت می تواند رفتار لایه مرزی را تحت تاثیر قرار دهد. جریان ناپایدار می تواند در اثر تغییرات شرایط بالادست جریان با زمان، گردابه های رها شده از لبه فرار تیغه ها، جدایی جریان و یا اثر متقابل بین ردیف پره های دوار و ثابت، ایجاد شود، که می تواند منجر به بارگذاری ناپایدار بر روی تیغه ها شود.

اثرات حرارت و انتقال حرارت می تواند فاکتور مهمی باشد، بخصوص در قسمتهای داغ موتور. گازهای داغ محفظه احتراق از میان توربین عبور می کنند و رگه های داغی را بوجود می آورند که توسط میدان جریان توربین منتقل می شوند. برای حفاظت از اجزائی که در معرض بالاترین دما قرار دارند، جریانهای خنک کننده از میان سوراخهای موجود در تیغه های توربین به مسیر گازهای داغ اولیه تزریق می شود و برای سطوح تیغه ها خنک کنندگی لایه ای را فراهم می آورد. به طور مشابه، جریانهای خنک کننده ممکن است به جریان اصلی در طول دیواره نیز تزریق شود.

بیشتر پیچیدگی میدانهای جریان سیال در توربو ماشین ها مستقیما تحت تاثیر مسیر جریان و هندسه اجزاء می باشد. ملاحظات هندسی شامل منحنی و شکل endwall مسیر جریان، فاصله بین ردیف های تیغه ها، گام تیغه، و stagger می شود. موارد دیگری از هندسه مسیر جریان شامل پیکربندی ردیفهای تیغه ها، از قبیل استفاده از «tandem blades»، تیغه های جداکننده، دمپرهای midspan وعملیات روی نوک تیغه ها می باشد. جزئیات بیشماری مربوط به شکل تیغه، مثل توزیع ضخامت، خمیدگی، جهت، قوس، به عقب برگشتگی، حلزونی، پیچ خوردگی، ضریب شکل، صلبیت، نسبت شعاع توپی به نوک، شعاع لبه حمله تیغه و لبه فرار تیغه، اندازه فیلت و فاصله نوک تیغه نیز از همان اهمیت برخوردارند. خنک کاری تیغه ها نیز دارای اهمیت هستند، اندازه و موقعیت سوراخهای خنک کننده درون تیغه، مسیر اولیه گاز را تحت تاثیر قرار می دهد.

بنابراین، رفتار جریان در اجزای توربو ماشینها نیز کاملا پیچیده بوده و بسیار متاثر از هندسه مسیر جریان است. یک فهم عمیق از اثرات هندسه مسیر جریان و اجزا و قطعات، به طراح اجازه خواهد داد تا از جریانی که حاصل شده، سود ببرد. برای رسیدن به این درک و برای انجام تحلیلهای لازم برای بهینه کردن رفتار بسیار پیچیده جریان لازم است از تکنولوژی پیشرفته مدلسازی جریان استفاده شود.

5-1 جریان در دستگاههای تراکمی:

سیستم های تراکمی توربو ماشینی در موتورهای هواپیما، می توانند از ترکیب های گوناگونی از اجزای محوری و یا شعاعی (سانتریفوژ) بهره ببرند. در موتورهای توربو فن معمولی، یک فن محوری در ورودی جریان قرار گرفته و بدنبال آن یک جداکننده جریان قرار دارد که جریانهای مرکزی و کنارگذر (بای پس) را از هم جدا می کند.

یک کمپرسور محوری چند طبقه در پایین دست جریان درون هسته (جریان مرکزی) قرار داده شده است و ممکن است به دنبال آن کمپرسور سانتریفوژ نیز قرار گیرد. اختصاصا در کاربردهای مربوط به موتور هواپیما و توربین گاز، اغلب از کمپرسورهای سانتریفوژ بهره برده می شود.

تمامی پیکربندی های سیستمهای تراکمی دارای جریانهای پیچیده و سه بعدی، با گرادیان فشار معکوس هستند که می توانند باعث جدایی جریان شوند. علاوه بر این چرخش، حرکت نسبی shroud، جریان های نشتی لبه ها، شوک ها، اثر متقابل شوک و لایه مرزی، اثر متقابل تیغه و endwall و نیز تاثیر متقابل ردیف  تیغه ها همگی در ساختار میدان جریان کمپرسور نقش دارند. جزئیات مربوط به رفتار جریان بخصوص در مورد کمپرسورهای سانتریفوژ و محوری در بخش بعدی مورد بررسی قرار خواهد گرفت.

6-1 جریان در فن ها و کمپرسورهای محوری:

فن ها و کمپرسورهای محوری در بسیاری از موارد عمومی مشابه هم هستند، هر دو دستگاههای تراکمی هستند که مسیر جریان در آنها به نسبت دارای تغییر شعاع کمی است، و هر دو دارای جریانهای ورودی و خروجی هستند که اساسا در راستای محوری می باشند. اگرچه فن ها نوعا افزایش فشار کمتری به ازای هر طبقه نسبت به کمپرسورهای محوری دارند و تعداد طبقات کمتری داشته و اغلب تنها از یک طبقه بهره می برند. تیغه های فن ها دارای span بزرگتر و وتر بزرگتر نسبت به کمپرسورهای محوری هستند. به علت ملاحظات مکانیکی، روتور فن ها اغلب دارای دمپرهای midspan هستند که یک حلقه حمایتی صلب را تشکیل می دهد و همه تیغه ها را در موقعیت part span به هم متصل می کند. استاتورفن ها می توانند هم بدون شکاف و هم شکاف دار باشند بسته به شکل استاتور، یک جداکننده جریان یا می تواند بلافاصله در پایین دست استاتور Full-span قرار بگیرد و یا به عنوان یک ضامن نگهدارنده، برای ردیف تیغه های استاتور شکاف دار در مسیرهای جریان مرکزی و کنار گذر به کار گرفته شود.

در مقابل، کمپرسورهای محوری، معمولا افزایش فشار بیشتری به ازای هر طبقه تولید می کنند و از چند طبقه بهره می برند. کمپرسورهای محوری دارای تیغه های کوتاهتر با وتر کوچکتر نسبت به فن های محوری هستند. مسیر جریان پیوسته است و وسایل جداکننده ای در آن وجود ندارد.

بازده سیستمهای تراکمی جریان محوری می تواند تحت تاثیر پدیده های پیچیده جریان قرار گیرد. یک بحث جامع در مورد مشخصات جریان کمپرسورها در اینجا مقدور نخواهد بود. در عوض یک بازنگری مختصر در مورد بعضی از پدیده های رایج جریان که در فن ها و کمپرسورهای محوری بروز می کند، مورد توجه قرار خواهد گرفت تا یک فهم کلی از طبیعت پیچیده جریان فراهم آورد.

میدان جریان داخل مسیر تیغه ها برای فنها و کمپرسورهای محوری بطور گسترده مورد مطالعه قرار گرفته است.

«Deutsch» و «Zierke» [2,3]، جزئیات رفتار لایه های مرزی را روی سطوح مکشی و فشاری یک تیغه کمپرسور در حال کار را مورد آزمایش قرار دادند. آنها یک جریان لایه مرزی کاملا مغشوش را روی سطح مکش و در پایین دست یک حباب جدایی کوچک در لبه حمله شناسایی کردند.

در پایین دست تر، یک ناحیه جدایی دوم و در ادامه آن یک جریان کاملا جدا شده مشاهده شد. در سطح فشار، یک لایه مرزی لایه ای یافت شد که تا 50% وتر ادامه داشته و به دنبال آن یک ناحیه انتقالی وجود دارد که تا لبه فرار ادامه می یابد. به علت جریان جدا شده در سطح مکش، پروفیل سرعت در ناحیه نزدیک دنباله، همچنین ناحیه هایی با جریان معکوس را نشان داد.

اگرچه، مطالعه گسترش لایه مرزی در یک Cascade کمپرسور ایده آل سازی شده است.

«[4] Pouagare et al» یک مطالعه جامع را در مورد رفتار لایه مرزی در هر دو سطح مکش و فشار روتور یک کمپرسور محوری انجام داد. آنها استنتاج کردند که مولفه سرعت در جهت جریان درون لایه مرزی اساسا متاثر از گرادیان فشار در جهت جریان است. سرعت شعاعی درون لایه مرزی در بسیاری نقاط به سمت خارج بوده و بیشترین مقدار را در نزدیکی لبه فرار کسب می کند. جریان نشتی نوک به طور مشخصی لایه مرزی و رفتار شبه دنباله، در ناحیه خارجی span در تیغه و مسیر جریان پایین دست را تحت تاثیر قرار می دهد.

لایه مرزی دیواره ها نیز می تواند تاثیر قابل توجهی بر روی جریان موجود در گذرگاه تیغه های یک کمپرسور محوری داشته باشد. ضخامت لایه مرزی در دیواره ها در طبقات ورودی یک کمپرسور چند طبقه، می تواند به نسبت کم باشد، ولی ضخامت می تواند در طبقات پایین دست تر افزایش یافته و بخش قابل توجهی از جریان را در بر بگیرد. «[5,6] Wagner et al» اثر ضخامت لایه مرزی دیواره ها را بر روی جریان ثانویه در روتور یک کمپرسور محوری ایزوله شده مورد مطالعه قرار داد. بر این اساس معلوم گردید که ضخامت لایه مرزی دیواره ها هم بر جدایی در midspan و هم بر حرکت شعاعی جریان با تلفات بالا، از مرکز به نوک اثر می گذارد. در نتیجه توزیع شعاعی تلفات، بسته به ضخامت لایه مرزی دیواره ها تغییر می کند.

برای روترو کمپرسورهای محوری، جریان لایه مرزی shroud بطور نزدیک با رفتار جریان نشتی در نوک پره ها در ارتباط است. اگرچه جریان نشتی از میان فاصله نسبتا باریکی در نوک وارد می شود، اما تاثیر این جریان در بخش قابل توجهی از span خارجی مسیر جریان روتور احساس می شود. بر اساس یک بررسی توسط «[7] Lakshminarayana et al.»، تلفات ناشی از نشتی از نوک در ناحیه shroud-endwall حکمفرما است در حالی که تلفات ناشی از جریان ثانویه و لایه مرزی shroud دارای اهمیت کمتری هستند.

Lakshminarayana و [8,9] Murthy، یک آزمایش موشکافانه در مورد جریان در ناحیه نوک روتور یک کمپرسور محوری را انجام دادند. آنها متوجه شدند که لایه مرزی shroud-endwall از بالادست تا پایین دست روتور، خوب رفتار می کند، اگرچه در گذرگاه تیغه، تاثیر متقابل بین جریان نشتی نوک پره و لایه مرزی shroud کاملا پیچیده است. فراتر از تقریبا 25% از وتر، اثرات لایه مرزی shroud، با تاثیر گردابه های ناشی از فاصله بین تیغه و بدنه، حاکم می شود که یک ناحیه پیچیده اختلاط در 10% بیرونی span تیغه شکل می گیرد. این ناحیه اختلاط توسط نشتی در کل طول وتر تیغه تقویت می شود که باعث کاهش بار روی span بیرونی روتور می شود.

«[10] I noue et al»، اثرات میزان فاصله نوک تیغه را روی گسترش جریان shroud-end wall و رفتار گردابه نشتی بررسی کرد. معلوم شد که افزایش میزان فاصله نوک پره رابطه عکس با کارایی طبقه دارد و بازده را کاهش می دهد. با افزایش این فاصله، گردابه نشتی شدیدتر شد و حرکت های گردابی بزرگ باعث ایجاد جریان معکوس در راستای محوری و در نزدیکی shroud گردید.

ساختار جریان مهم دیگر و منبع تلفات، در کمپرسورهای محوری صوتی و فراصوتی، سیستم شوک و اثر متقابل شوک – لایه مرزی حاصل از آن می باشد. Strazisar و [11] Powell، نقشه ای از سطوح شوک در یک روتور کمپرسور محوری با عدد ماخ فراصوتی ورودی تهیه کردند. آنها مشاهده کردند که پایین دست شوک ناشی از لبه حمله در عرض span، فراصوتی است، اگرچه در ناحیه داخلی span جریان داخل گذرگاه به شرایط فروصوتی و بدون گذر از شوک دیگری، پخش می شود.

 

در نزدیک نوک (با عدد ماخ ورودی نسبی بالاتر آن) یک شوک نرمال در نزدیکی لبه فرار وجود دارد. چون روتور یک لبه حمله جاروب شده دارد، سطح شوک نیز مایل است، در نتیجه یک مولفه شعاعی سرعت مضاعف در پشت شوک ایجاد می شود که به علت چرخش جریان از روی شوک می باشد.

[12.13] Dunker et al نیز ساختار شوک را درون روتور یک فن محوری صوتی آزمایش کرد. در یک سیستم موج ضربه ای معمولی، آنها مشاهده کردند که یک شوک قوس دار جدا شده، توسط یک حباب فروصوتی اطراف لبه حمله روتور، دنبال می شود. در سطح مکش تیغه، جریان پیش از مواجهه با شاخه شوک نرمال از شوک قوس دار، هنگام عبور از گذرگاه، مجددا به شرایط فراصوتی شتاب گرفت. در پایین دست شوک گذرگاه، جریان با سرعت مادون صوت خارج گردید. درون گذرگاه تیغه، شوک نرمال با لایه مرزی سطح مکش تعامل کرده و یک شوک l بعد از سطح تیغه ایجاد کردند. قسمت مایل از شوک قوس دار با تعامل با موجهای انبساطی حاصل از شتاب فراصوتی حول لبه حمله، بالادست جریان را گسترش داد.

وقتی که عدد ماخ ورودی افزایش یافت، شوک قوس دار به لبه حمله متصل شد و یک شاخه مایل را، بجای نرمال، درون گذرگاه تیغه، گسترش داد. اثر متقابل لایه مرزی با این شوک گذرگاهی، یک حباب جدایی را روی سطح مکش رها کرد. بسته به فشار پشت، یک شوک نرمال گذرگاهی دیگر در نزدیکی لبه فرار وجود داشت.

ساختار دنباله تیغه نیز موضوع مهم دیگری در جریان کمپرسور محوری می باشد. گردابه ها بطور دوره ای می توانند از لبه فرار تیغه رها شوند و با پیش روی جریان به سمت پایین دست، اختلاط بیشتر می شود. Paterson و Weingold [14]، رفتار میدان جریان در لبه فرار ایرفویل یک کمپرسور را با استفاده از مدل صفحه تخت همراه با لبه فرار گرد ضخیم، شبیه سازی کردند. این پیکربندی جدایی لایه مرزی لبه فرار را تولید کرد و باعث گردش جریان و ناپایداری گشت. اندازه ناحیه جریان معکوس در راستای محوری، در پایین دست لبه فرار، حدوداً 0.8 ضخامت صفحه تعیین شد. رها شدن گردابه از لبه فرار، به شدت اختلاط دنباله را بهبود بخشید و همچنین باعث ناپایداری در فشار سطحی لبه فرار و فشار استاتیک دنباله گشت. ناحیه تعاملی لبه فرار از حدود ضخامت صفحه 10، در بالادست آن تاضخامت 3 در پایین دست، امتداد یافت. در پایین دست تر، اختلاف سرعت در جریان دنباله یک خصوصیت بارز بود.

Parto و [15] Lakshminarayana ساختار یک جریان دنباله ای در روتور کمپرسور محوری در لبه فرار را در ناحیه های نزدیک دنباله و دور از دنباله مورد مطالعه قرار دادند. پروفیل سرعتهای نامتقارن در لبه فرار و در ناحیه نزدیک دنباله مشاهده شدند، اگرچه پروفیل ها دورتر از دنباله، به علت اختلاط، تمایل به متقارن شدن داشتند. گرادیان فشارهای استاتیک – بزرگ در عرض دنباله در ناحیه های لبه فرار و نزدیک دنباله وجود داشت و ماکزیمم فشار استاتیک در خط مرکزی دنباله قرار داشت.

فشار استاتیک در ناحیه لبه فرار به سرعت کاهش یافت و در دنباله به تدریج بیشتر کاهش یافت. عرض دنباله در ناحیه نوک بیشترین مقدار را دارد که به علت اختلاط ناشی از اثر متقابل جریان فاصله لبه ها، دنباله و لایه مرزی Shroud است. جریان ثانویه در قسمت مرکزی نیز باعث افزایش عرض دنباله بصورت محلی می شود. عوامل مهم دیگری که روی کارآیی کمپرسورهای محوری تأثیر می گذارند، جریان ناپایدار و اثر متقابل ردیفهای تیغه ها می باشد. تأثیر اثر متقابل ردیفهای پره ها برهم، توسط [16] Okiishi et al آزمایش شد. آنها مشاهده کردند که دنباله هایی که توسط یک ردیف تیغه روتور در بالادست تولید می شود، به چندین قسمت بریده می شود و توسط ردیف تیغه های استاتور در پائین دست حمل می شود. اثرمتقابل این قطعات دنباله روتور با لایه مرزی تیغه استاتور، باعث تلفات بیشتر در استاتور نسبت به حالتی که توسط دنباله و لایه مرزی ایزوله تولید می شود خواهد بود در یک مطالعه پیگیر توسط [17]Hathaway مشاهده شد که وقتی روتور و استاتور زیاد نزدیک به هم کوپل نشده اند، انتقال دنباله های روتور از میان تیغه های استاتور، اساساً توسط اثرات جریان غیر لزج حالت پایدار کنترل می شود. انتشار قطعات دنباله روتور در استاتور حداقل بود. اثر متقابل تیغه ها در کمپرسور های چند طبقه بسیار پیچیده تر می شود. [18] Bryce, Cherrett جریان ویسکوز ناپایدار، در سه طبقه اول یک کمپرسور چند طبقه ای، پرسرعت را مورد آزمایش قرار دادند. آنها مشاهده کردند که در روتور های طبقات داخلی تأثیرات متقابل قوی بین روتور ها رخ می دهد، که باعث القاء تغییرات زیاد در میدان فشار کلی متوسط بین گذرگاهها می شود. این بحث نمونه ای از پدیده های جریان را که در فنها و کمپرسورهای محوری اتفاق می افتد، فراهم می آورد و باید یک آشنایی نسبت به پیچیدگی ساختار های جریان موجود در چنین دستگاههایی را ایجاد کرده باشد.

 فایل WORD پروژه پایانی و پایان نامه مکانیک سیالات با موضوع بررسی دینامیک سیالات و روش های تست کارایی در توربو ماشین ها

ارسال نظر


کد امنیتی
بارگزاری مجدد

نظرات  

 
0 #1 عباس در تاریخ: س 18 آبان 1395 ، ساعت 10:08 ق ظ
me12
نقل قول
 

راهنمای خرید

نحوه ی خرید

1- پرداخت اینترنتی: برای پرداخت اینترنتی اینجا کلیلک کنید

2.کارت به کارت: با استفاده از پایانه های خود پرداز مبلغ محصول را به شماره کارت زیر انتقال داده و سپس  4 رقم آخر کارت،ادرس ایمیل و کد محصول را برای ما پیامک یا ایمیل نمائید  6104337867130005 به نام علی اصغر رحیمی موحد بانک ملت

3: واریز نقدی به شماره حساب  ۱۲۶۰۸۹۳۱۴۵ وسپس شماره فیش ادرس ایمیل و کد محصول  را برای ما پیامک یا ایمیل نمائید

09372555240

این آدرس ایمیل توسط spambots حفاظت می شود. برای دیدن شما نیاز به جاوا اسکریپت دارید