انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی



دانشگاه آزاداسلامی واحد کرج

عنوان پایان نامه:
انتخاب یک سیستم خنک سازی توربین گازی
Boris Glezer
راه حل های توربین بهینه سازی شده, سان دیگو, کالیفرنیا, U.S.A

استاد:
آقای مهندس سرخواه

دانشجو:
محسن گودرزی

شماره دانشجویی:
80461255578

زمستان 84

تقدیم به پدر عزیزم
و تشکر از زحمات بی وقفه اش که هر چه هستم از اوست.

محسن گودرزی
دانشجوی رشته مکا نیک
دانشگاه آزادواحدکرج
22/11/84
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……………………………………………………………………………………………………….56
تقابل با محفظه احتراق…………………………………………………………………………………………………………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 نهایی……………………………………………………………………………………….95
خنک سازی تیغه توربین…………………………………………………………………………………………………….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 راس ………………………………………………………………………………………144
خنک سازی ساختارهای روتور و استاتور………………………………………………………………………………..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 احتراق………………………………………………………………………………………………..161
-تاثیر تحول طراحی محفظه احتراق روی تکنیک های 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

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 می باشد 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 نسبت های 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.
برای موتورهای هوازی پیشرفته, دماهای ورودی روتور 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 بازده ی بالا بدست می آید. چنین شرایط اجرایی بطور ذاتی نیازمند نظارت های مرتب از موتور و نظارت برای سلامت پیوسته آن می باشد.
برای موتورهای صنعتی, الزامات شامل دوام دراز مدت بدون نظارتهای مرتب و تعمیرات کلی می باشد. نوعاً اجزای صنعتی اصلی حداقل 30000 ساعت بین تعمیرات دوام می آورند و دارای توان بالقوه برای تعمیر هستند که میتوان عمر موتور را تا 100000 ساعت توسعه داد. این با عمر اجزای توربین هواپیما که تنها چند هزار ساعت است مقایسه می شود.
این فاکتور و نیز 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 oc 1370 توسعه می یابد.

شکل 1 تاریخچه اخیر افزایش پیوسته TRIT و نسبت های فشار کمپرسور را به تصویر می کشد. این روند دمایی در حال افزایش باعث می شود و دما های عملکردی گاز تا حد قابل توجهی از حدهای قابل قبول فراتر برود این مستلزم کاربرد خنک سازی در اجزای بخش داغ موتور بخصوص در اجزایی می باشد که در معرض محیط دارای دمای بالاتر هستند. هوای نسبتاً سرد از تخلیه کمپرسور و در برخی موارد, از مراحل کمپرسور میانی, منبع متعارف برای خنک کردن اجزای توربین می باشد. بعد از انجام وظیفه خنک سازی, این هوا به جریان اصلی تخلیه می شود. هوای خنک سازی تخلیه شده در هر مرحله خاص خنک سازی عملاً هیچ کاری را در این مرحله تا قبل از شدت یافتن, تا سرعت جریان اصلی, انجام نمی دهد. این به افت های قابل توجه در کار موتور منتهی می شود. بطور خلاصه, نقاط ضعف سیستم خنک سازی با هوای آزاد شامل تاثیر خنک سازی نسبتاً کم می باشد و افت قابل توجه انجام کار برای کمپرس هوای خنک سازی و افت های مخلوط کردن بازده آیرودینامیک توربین را کاهش میدهد. مزیت اصلی سیستم خنک سازی هوای باز آن را به رایج ترین نمونه برای توربین های گازی به خاطر سادگی آن در مقایسه با یک سیستم خنک سازی بسته تبدیل کرده است.
با توجه به نسبت های فشار هوای کمپرس شده برای موتورهای هوایی که از 30:1 تجاوز کرده و به 40:1 می رسد, دمای هوای تخلیه کمپرسور به می رسد. این یک مشکل مهم را در استفاده از این هوا برای خنک کردن دیسک های توربین استاتورها و مجاورت مراحل آخر روتور کمپرسور با در نظر گرفتن این مطلب که قابلیت دمای ماده برای این اجزا به محدود شده است, ایجاد می نماید. کاربرد یک هوای کم دماتر از یک سری مراحل کمپرسور میانی می تواند مفید باشد و این در صورتی است که این هوا دارای فشار کافی بیشتر از فشار بیرونی اجزای خنک شده باشد. در برخی موارد, دمای هوای تخلیه را می توان در یک مبدل حرارت بیرونی مثلاً با استفاده از یک مدار خنک ساز در موتورهای هوا یا آب در توربین های صنعتی دارای چرخه مرکب, کاهش داد.
یک سیستم خنک سازی بسته که در آن خنک ساز مرتباً در یک حلقه بسته می چرخد بازده بیشتری را بدست می دهد ولی این جایگزین پیچیده تری برای سیستم باز می باشد. سیستم های حلقه بسته که در آنها از خنک سازهای فلزی مایع استفاده می شود برای کاربردهای فضایی شناخته شده اند. سیستم های خنک سازی بخار بسته که چندین دهه قبل آزمایش شده اند, عمومیت خود را برای توربین های گازی صنعتی با کار سنگین بخصوص در طرح های تولید نیروی چرخه مرکب بدست آورده اند.
پیشرفت در تکنولوژی خنک سازی به همراه پیشرفت هایی در مواد دارای دمای بالا برای رسیدن به دماهای ورودی بالاتر توربین یک ابزار مهم می باشند. سیستم های خنک سازی باید برای تضمین این مطلب طراحی شوند که دماهای حداکثر اجزا و گرادیان های دمایی تجربه شده در طول عملکرد موتور سازگار با حداکثر تنش القا شده توسط عمر عملکردی اجزا می باشد.
طراحی سیستم خنک سازی و فرایند توسعه به تجربه طراحی نوآورانه که با روشهای تحلیلی اثبات شده و دارای تسهیلات تجربی و نیز مواد پیشرفته و تکنیک های تولید می باشد نیاز دارد. که این اعتماد لازم برای پیش بینی تاثیر دمای اجزای توربین روی عمر و عملکرد موتور را توسعه می دهد.
یک چالش طراحی اصلی در کسب بازده بالا, به حداقل رساندن سرعت جریان هوای خنک سازی توربین با بهترین پتانسیل خنک سازی آن برای اجزای خواسته شده می باشد.
یک فاکتور مضاعف که باید در نظر گرفته شود بخصوص در محیط های صنعتی, کیفیت هوا/ سوخت می باشد. که اغلب باعث فرسایش پوشش هایی است که اجزای بخش داغ را حفاظت می کند. عملکرد در چنین محیطی به مسیرهای خنک سازی بزرگتر برای اجتناب از بسته شدن یا بلوکه شدن آنها نیاز دارد.
اجزای توربین گاز اصلی که نوعاً به خنک سازی نیاز دارند شامل:
-پره های نازل مرحله 1 و مرحله 2
-تیغه های مرحله 1
-ساختار حفاظتی نازل ها و بخش های تیز (دیافراگم ها وبدنه نازل)
-مونتاژهای دیسک / روتور توربین
-لینر های محفظه احتراق
علاوه بر کاهش دمای اجزا, نقش مهم دیگری برای سیستم خنک سازی, کنترل مستقیم یا غیر مستقیم وضعیت نسبی روتور و استاتور و حفظ شفافیت تیغه توربین می باشد.

تکنیک های خنک سازی استفاده شده متداول
رایجترین تکنیک های خنک سازی، بنا به دلایل فوق الذکر، مبتنی بر کاربرد هوای تخلیه شده از کمپرسور یا مراحل میانی می باشد شکل 2 بخش داغ نوعی توربین با عوامل اصلی توربین و سیستم خنک سازی محفظه احتراق را به تصویر می کشد. جریان نزولی هوای خنک سازی توربین در محفظه احتراق باعث نارسایی عملکرد توربین می شود چون کار کمتری از هوای خنک سازی کمپرس شده استخراج می شود. در همین زمان هوای کاهش یافته ،خنک سازی لینر محفظه احتراق و کنترل تخلیه را مشکل تر می سازد. این یک چالش اصلی برای طراحی سیستم خنک سازی است. یک سیستم را انتخاب کنید که به حداقل مقدار هوای خنک سازی برای رسیدن به دمای مورد هدف اجزای توربین نیاز داشته باشد و کمترین تاثیر منفی روی دوام موتور، عملکرد, وزن, تخلیه، هزینه و پیچیدگی تولید را بوجود می آورد. خارج از این ویژگی های موتور, کاهش وزن یک معیار اصلی طراحی برای موتورهای هوایی بوده و دوام دراز مدت و کاهش تخلیه اغلب عوامل مورد هدف مهم برای موتورهای صنعتی هستند.
پره های نازل این مرحله در بالاترین دماهای چرخه ی گاز عمل کرده و تیغه ها ترکیبی از دماهای بالا و بارهای گریز از مرکز را تجربه می کنند. به همین ترتیب, خنک سازی، پر چالش ترین وظیفه را در طرح سیستم خنک سازی توربین انجام می دهد.
بارهای حرارتی متداول برای تیغه ها (شرایط مرزی حرارتی در سطوح بیرونی) را می توان به یک شکل ساده شده بعنوان یک ترکیبی از ضرایب انتقال حرارت محلی و دماهای نسبی گاز ورودی روتور توربین (TRIT) ارائه داد.
خنک سازی درونی ایرفویل برای بارهای حرارتی دارای توازن معکوس به منظور حفظ دماهای فلز در یک سطح قابل قبول انجام می شود. (شکل 3).

تعدادی از تکنیک های خنک سازی پیچیده برای رساندن دماهای گاز به حدی بالاتر از حد دمای ماده نزدیک به توسعه یافته اند. این تکنیک های خنک سازی را می توان به سه گروه تقسیم کرد:
1-خنک سازی رسانایی درونی که در آن خنک سازی با رسانایی انجام می شود (بدون ارائه تاثیر خنک سازی بیشتر با صرف هوا). این الگو را می توان به شش گروه فرعی تقسیم کرد:
(a) کانال های هموار
(b) گذرگاه درونی افزایش یافته, با باریکه های طولی
(c) کانال هایی با باریکه های زاویه دار و یا نرمال (نواری)
(d) کانال هایی ارتقاء یافته با پایه ستون ها یا پین فین ها
(e) خنک سازی تاثیری جت با یا بدون جریان عرضی
(f) جریان مارپیچی خنک ساز
2- فیلم خنک سازی بیرونی که در آن خنک ساز یک فیلم حفاظتی روی سطح اجزا را ایجاد می کند. در اکثر موارد این نوع از خنک سازی با همرفتی درونی مزدوج می شود و از هوای خنک سازی صرف شده برای حفاظت فیلم استفاده می کند. یک توجه خاص باید به خنک سازی فیلم مجاور لبه هدایت کننده معطوف گردد که تحت عنوان روش خنک سازی راس یا تیزی شناخته می شود.
3-خنک سازی تعریقی که در آن خنک ساز از طریق یک دیوار سوراخ دار به سطح ایرفویل نفوذ می کند، موثرترین نمونه خنک سازی هوا می باشد ولی دارای محدودیت های خاصی بخاطر اندازه کوچک سوراخ ها و مشکل بالقوه بلوکه شدن شان می باشند. همچنین افت های ایرو دینامیکی می تواند بخاطر تزریق جریان هوای کم سرعت خنک سازی در لایه مرزی جریان اصلی مهم باشد. با این وجود، وقتی این تکنیک برای یک پوشش محفظه احتراق به شکل خنک سازی خروجی با استفاده از مقدار قابل توجهی از هوای خنک سازی به کار برده شود، محدودیت فوق الذکر، مرتبط نمی باشد چون هوا را می توان از طریق سوراخ های نسبتاً بزرگ که بعداً با جریان اصلی دارای سرعت جریان کمتر ترکیب می شود تخلیه کرد.
تاثیر خنک سازی
چالش اصلی در توسعه یک سیستم خنک سازی حمایت از بالاترین دمای گاز ورودی توربین و الزامات عمر با استفاده از حداقل مقدار هوای خنک سازی است. تاثیر خنک سازی که بصورت تعریف می شود معیار اصلی در زمانی است که تکنیک های خنک سازی متفاوت در نظر گرفته می شود. در تفاوت مشخص بین دمای گاز محلی و دمای هوای خنک سازی , تاثیر خنک سازی خواسته شده مستقیماً متناسب با یک معین بین T gو دمای اجزای فلزی می باشد. منحنی های تاثیر خنک سازی معمولا بعنوان روابط تجربی با جریانات خنک سازی نمایان می شوند. متداولترین عملکرد استفاده از پارامتر جریان می باشد.

شکل 4 تاثیر ترکیبات مختلف تکنیک های خنک سازی تیغه را مقایسه می کند. تاثیر خنک سازی رسانایی متعارف معمولاً TRIT را در محدود می کند. خنک سازی لبه هدایت کننده تیغه توربین تاثیر را ارتقا می دهد و به TRIT اجازه می دهد تا به برسد.
پیشرفت های اخیر در خنک سازی لبه هدایت کننده که مبتنی بر جریان هوای خنک سازی گردابی در گذرگاه تیغه می باشد برای افزایش این حد تا مورد انتظار می باشد. افزایش بیشتر در TRIT نیاز به ترکیب همرفتی و خنک سازی فیلم دارد و بنابراین تکنولوژی حاضرحد دمای ورودی برای توربین های صنعتی را به و موتورهای هوایی پیشرفته را به می رساند .
همرفتی درونی و خنک سازی فیلم یا ترکیبات آنها تکنیک هایی هستند که عموماً برای خنک سازی ایرفویل توربین بکار می روند. خنک سازی همرفتی درونی ایرفویل که دارای یک مبنای علمی مشترک با تبادل گرهای گرما می باشد بطور کامل برای چندین دهه مورد مطالعه قرار گرفته و امکان انجام پیش بینی های تحلیلی دقیق تر را فراهم آورده است. خواننده برخی جزئیات و دستورالعمل های طرح را برای کاربردهای خاص خنک سازی درونی در بخش های بعدی این فصل خواهد یافت.
علیرغم پیشرفت های آن و تولید مطلوب و موضوعات مربوط به هزینه, خنک سازی درونی معمولاً برای ایرفویل توربین مرحله اول در حال کار در موتورهای پیشرفته دارای دمای بالای کافی نمی باشد. وقتی دماهای محلی گاز از تجاوز کند, خنک سازی درونی نمی تواند کاهش دمای فلز که در خنک سازی فیلم پیشرفته قابل دستیابی می باشد را ارائه دهد. ترکیبی از خنک سازی فیلم و خنک سازی درونی را برای بدست آوردن تاثیر خنک سازی مورد نظر در برمی گیریم. با در نظر گرفتن تاثیر عمر ویژه در دماهای مجاز اجزای فلزی ، یک تاثیر خنک سازی بالاتر برای اجزای مشابه در توربین های صنعتی دارای عمر طولانی تر در مقایسه با موتورهای هوایی مورد نیاز می باشد. به راحتی می توان نتیجه گرفت که یک تکنیک خنک سازی زمانی که افزایش قابل توجهی در جریان خنک سازی در مقابل تاثیر خنک سازی کمی دارد نا کافی می شود. یک ویژه بین گاز داغ محلی و دماهای اجزای فلزی خنک شده زمانی با یک تاثیر خنک سازی مطلوب متناسب می باشد که بتوان برای هر تکنیک خنک سازی ویژه در جریان خنک سازی مجاز به آن رسید.
با سطوح فشاری منبع هوای خنک سازی موجود در توربین ها و دمای هوای پیوسته در حال افزایش در تخلیه کمپرسور، خنک کردن ایرفویل بصورت همرفتی فراتر از یک سطح تاثیر خنک سازی میانگین 0.5 مشکل می باشد. این سطح نشان میدهد که دمای اجزای فلزی بین هوای خنک سازی و دمای گاز در حد میانگین قرار دارد. این همچنین بدان معناست که افزایش در دمای گاز تا باعث افزایش دمای اجزای فلزی خنک شده تا و کاهش عمر این اجزا تقریباً تا نصف می باشد. همچنین با تاثیر خنک سازی همرفتی بالا، گرادیان های دمای اجزای فلزی بسیار بزرگ بوده، و بنابراین باعث بروز مشکلاتی برای تنش حرارتی محلی می شود. وقتی برای خنک سازی ترکیب دمای گاز توربین, دمای خنک ساز و دمای فلز مجاز نیاز به سطح تاثیر بالاتری باشد, خنک سازی فیلم عمدتاً به کار می رود. گرچه هوای خنک سازی فیلم برای حفاظت سطح لایه نازک هوا از گاز داغ استفاده شودو این عملکرد خنک سازی همرفتی خیلی مهمی را در سوراخ های تخلیه فیلم انجام می دهد. موثرترین سیستم خنک سازی فیلم درونی و همرفتی درونی را ترکیب می کند. در وضعیت ایده ال که در آن خنک سازی فیلم به خنک سازی تعرق می رسد، دمای هوای منبع خنک سازی فیلم باید به دمای فلز مورد هدف نزدیک باشد.
تاثیر خنک سازی در این مورد می تواند به 1 نزدیک باشد. با این وجود, این به جریانات خنک سازی بزرگ و ردیف های چندگانه سوراخ های فیلم برای رسیدن به پوشش کامل فیلم در اجزای بدون تخریب تاثیر خنک سازی فیلم بین سوراخ ها نیاز دارد.
مشکلات خنک سازی
برای یک توربین صنعتی پیشرفته, جریان هوای خنک سازی به ترتیب 20-25% کل جریان کمپرسور می باشد. این کمیت بزرگ هوا یک منبع افت مهم برای عملکرد چرخه بطور کامل بوده و دارای 3 تاثیر می باشد که بطور نسبی به اصلاح عملکرد توربین در متعادل کردن دمای ورودی بالا متمایل است.
موضوع اول این است که هوای استفاده شده برای خنک سازی با یک دمای کمتر وارد توربین می شود و دمای جریان نزولی محفظه احتراق را کاهش می دهد. بنابراین برای انتقال یک توان ویژه, موتور باید در دمای ورودی بالاتری توربین کار کند که می تواند یک موتور خنک نشده باشد. موضوع دوم این است که کنارگذرهای هوای خنک سازی محفظه احتراق، در نهایت به چالش های بزرگتری برای کنترل بیرون دهی منتهی می شود و توزیع دمای مطلوب در بخش خروجی محفظه احتراق را ایجاد می نماید. سومین مورد با افت های آیرودینامیکی ارتباط دارد و این زمانی است که هوای خنک سازی دوباره با جریان گاز اصلی دارای سرعت جریان بالا ترکیب می شود. افت آیرو دینامیک که اغلب افت مخلوط کردن نامیده می شود با تزریق خنک ساز در گذرگاه ایرفویل توربین بوجود می آید و مخلوط سازی متعاقب آن با جریان اصلی ایجاد می شود. که عمدتاً بر حسب کاهش یا افت در فشار کل جریان اصلی گزارش می شود. مراحل اصلی باید برای به حداقل رساندن کمیت هوای خنک سازی استفاده شده و افت های مرتبط با مصرف آن، به منظور حداکثر استفاده از دمای بالا چرخه, در نظر گرفته شود. این می تواند یک محدودیت شدید در درجه آزادی طرح باشد که با آن خنک سازی انجام می شود.
صرفنظر از اینکه چه نوع تکنیک خنک سازی استفاده می شود،در خنک سازی فیلم و خنک سازی درونی, هوای مصرف شده باید از میان دیوار از طریق سطح ایرفویل یا از طریق امتداد لبه آن تخلیه شود. بهمین دلیل وقتی تکنیک خنک سازی به کار برده شده مبتنی بر خنک سازی درونی باشد, تلاش برای بکار گیری هوای مصرفی برای حفاظت فیلم باید انجام شود و بهمین دلیل، وقتی خنک سازی فیلم به کاربرده می شود برای مصرف هوای خنک تر برای خنک سازی همرفتی در راستای کانال سوراخ های تخلیه فیلم باید تلاش شود.
دو هدف اصلی برای کاهش مشکل باید در طول طراحی خنک سازی درونی ایرفویل در نظر گرفته شود.
1-تاثیر تمرکز دمای جریان اصلی را با به کارگیری حداکثر پتانسیل،برای خنک سازی درونی و تخلیه هوای مصرفی در دمایی که به دمای مجاز فلز نزدیک می باشد, کاهش دهید.
2-افت فشار در گذرگاه های خنک سازی درونی ایرفویل ناشی از تخلیه هوای خنک سازی مصرفی در بخش فشار بالای جریان ایرفویل از گلوگاه یا از طریق لبه خروجی در سرعت جریانی که با سرعت جریان اصلی هماهنگی دارد به حداقل برسانید. این باعث می شود افت های آیرو دینامیکی کاهش یافته و عملکرد توربین ارتقا یابد.
این اصول طراحی اغلب زمانی مطرح می شود که خنک سازی درونی برای لبه هدایت کننده به کار برده می شود که معمولاً از نظر حرارتی پربارترین بخش یک ایرفویل می باشد. خنک سازی درونی لبه های هدایت کننده تیغه اغلب برای دماهای ورودی بالا بخاطر هزینه های تولید کمتر آنها و حذف تمرکز تنش در قبال خنک سازی فیلم ترجیح داده می شود. تکنیک های خنک سازی درونی موثرتر مبتنی بر خنک سازی گردابی برای این منطقه از ایر فویل مورد نیاز می باشند. این تکنیک ها نوعاً به افت فشاری بالاتر از هوای خنک سازی و هوایی که باید در جایگاههای دارای مطلوبیت کمتر یا برای مشکلات آیرودینامیکی در بخش مکش یا در لبه گردابی ایرفویل که در سرعت جریانی کمتر از جریان اصلی می باشد تخلیه شود نیاز دارد.
اطلاعات محدودی را می توان در آثار مربوط به تاثیر خنک سازی فیلم در افت های آیرودینامیک بخصوص برای جریان ایر فویل توربین یافت که با گرادیان های فشار بالا و ردیف های چندگانه القاء فیلم بدست آورد. شکل 5 و 6 یک داده خلاصه بدست آمده برای جریان های خنک سازی و مشکلات مرتبط با جایگاههای متفاوت تخلیه خنک سازی در طول پره نازل و تیغه توربین را نشان میدهد.این داده ها به روشنی تاثیرنسبی کمی رابین هوای خروجی از جایگاه های جریان اصلی دارای ماخ پایین مثل نقطه آرامش یاسهم مهمی ازبخش فشاررا نشان میدهند. با این وجود یک تاثیر معکوس بسیار قوی را می توان در جایگاه های جریان اصلی دارای ماخ بالا مثل محل مکش، بخصوص محل نزدیکتر به گلوگاه گذرگاه، مشاهده کرد.
در اصلاح تحلیلی برای افت مخلوط شدن بخاطر دمش فیلم, براساس این فرضیه که خنک ساز تزریق شده با جریان اصلی به جای باقی ماندن در لایه مرزی مخلوط می شود،که توسطHartsel پیشنهاد شده، معادله افت فشار کلی یک بعدی ساده شده زیر مطرح می شود
که در آن

فشار ورودی کلی
نسبت دماهای جریان اصلی و لایه خنک سازی مخلوط کننده
نسبت جریان جرم خنک ساز به جریان کل اصلی
زاویه تزریق
افت در فشار کل جریان اصلی به خاطر تزریق، با کاهش زاویه تزریق کاهش می یابد و مستقیماً متناسب با تعداد mach جریان اصلی مربع شده بود. و قویاً تحت تاثیر سرعت دمش قرار دارد. وقتی زاویه تزریق کاهش می یابد، تاثیر نسبت دمای جریان اصلی به خنک ساز برای نسبت های دمایی بالاتر افزایش یافته و برای نسبت های کمتر، قابل توجه تر است. داده های آزمون محدودی نشان داده اند که این پیش بینی افت باید با توجه به نتایج آزمون ثابت و منطقی باشد. نتیجه مهم نمایی این روش این است که یک دستورالعمل خاص را در جایگاه بهینه سوراخ های خنک سازی فیلم به دست می دهد. مشخص است که خنک سازی فیلم نزدیک به نقطه آرامش و در سطح فشارایرفویل, افت های فشار کلی کوچکی را بدست خواهد داد در حالیکه خنک سازی فیلم در بخش مکش در نزدیکی گلوگاه افت فشار کلی بالایی را بدست می دهد.
این موضوع اغلب بحث می شود که خروج لبه گردابی از جریان خنک سازی می تواند افت های ایرودینامیکی را با پر کردن مسیر کاهش می یابد. بررسی های متعدد یک تاثیر مثبت تخلیه خنک سازی در لبه گردابی را بخصوص زمانی که مقدار قابل توجهی از جریان خنک سازی با شار لحظه ای تخلیه شده باشد, نشان میدهد. با این وجود, بخاطر موارد مربوطه هزینه و تولید, بخش عمده ای از ایرفویل های پیشرفته با هوای تخلیه شده روی بخش فشار در جریان بالای لبه گردابی طراحی می شود.
توجه زیادی در چند سال گذشته به مشکلات مرتبط با خنک سازی دیواره نهایی فیلم معطوف گردیده است برخی از تحقیقات نشان داده اند که وقتی فیلم به شکل صحیحی طرح سکون از ایرفویل رادر جریان بالا معرفی می کند,می تواند تشکیل جریان ثانویه مثل گرداب نعلی شکل آغاز شده در اتصال سه گوش بین یک ایرفویل و دیواره نهایی را کنترل کند.
و جزئیات بیشتر درباره خنک سازی دیواره نهایی و کنترل جریان ثانویه را می توانید بعداً در این فصل پیدا کنید.
یک نقش مهم در مشکلات خنک سازی نیز توسط هوای خنک سازی ایفا می شود که دیسک های توربین را خنک می کند و حفره های دیسک را از گاز داغ حفاظت می کند. مقدار و شیوه تخلیه این هوا در جریان اصلی می تواند تا حد قابل توجهی افت های عملکرد را تحت تاثیر قرار دهد. یک تحقیق انجام شده نشان میدهد که سودمندترین جایگاه و جهت برای تخلیه هوا از حفره دیسک مجاورت لبه های گردابی تیغه نزدیک به دیواره نهایی در جهت بردار سرعتی می باشد که دارای هماهنگی زیادی با سرعت خروجی نازل می باشد.
اصول کلی برای به حداقل رساندن مشکلات تخلیه هوای خنک سازی که روی عملکرد توربین اثر می گذارد را می توان به شرح زیر خلاصه بندی کرد:
-هر جریانی را بصورت جریان صعودی در راستای مسیر گازی تخلیه کنید.
-مزیت خنک سازی راس دوشی برای لبه هدایت کننده مراحل اول ایرفویل را بعنوان یک تکنیک برتر حتی با استفاده از جریان های خنک سازی بزرگتر در صورت کافی بودن بودجه و محدود نبودن هزینه تولید استفاده کنید.
-سعی کنید سیستم خنک سازی را انتخاب و طراحی کنید که هوای خنک سازی را در دمایی تخلیه می کند که به دمای سطح فلز محلی مجاز نزدیک می باشد.
-افت های مخلوط کردن را با هماهنگ کردن بردارهای سرعت جریان بین جریان اصلی و جریان های خنک سازی تخلیه شده به حداقل برسانید.
-از تخلیه فیلم در بخش مکش یک ایرفویل در مجاورت انتقال لایه مرزی اجتناب کنید.
-حداکثر تلاش در اجتناب از تخلیه جریان خنک سازی از بخش مکش یک ایرفویل در جریان صعودی در مجاورت گلوگاه و بخصوص جریان نزولی گلوگاه را انجام دهید.
افت های فشار در گذرگاه خنک سازی درونی را برای بازیابی کل فشار در جریان خنک سازی به حداقل برسانید.
-از مکانیسم گردابی برای سیستم منبع خنک سازی تیغه، کاهش دادن دمای نسبی خنک سازی و کاهش افت های اصطکاکی دیسک استفاده کنید.

ترکیب پوشش های حصار حرارتی و خنک سازی
استفاده از پوشش های حصار حرارتی (TBC) یک مزیت بزرگ در کاهش بار حرارتی در آرایه های ایرفویل را بخصوص برای ایرفویل خنک شده بصورت درونی نشان میدهد.
ایرفویل پوشیده شده در پوشش های حصار حرارتی در یک شیوه متعارف به یک ایرفویل عایق با دمای بالا تولید می شود. ماده TBC می تواند اغلب در برابر دماهای بسیار بالا مقاومت کرد دارای رسانایی حرارتی به صورت یک دهم آرایه های اصلی متعارف می باشد. بخاطر مقاومت حرارتی مضاعف ایرفویل پوشش داده شده به این شیوه، می تواند با هوای خنک سازی کمتر در یک دمای گازی معین عمل کند یا برعکس می تواند در برابر دماهای گازی بالاتر در سطح معینی از جریان خنک سازی نسبت به ایرفویل پوشش داده نشده مقاومت نماید. مشخص است که TBC به کاربرده شده در سطح بیرونی نمی تواند کار حفاظت از ایرفویل در برابر دمای بالا را بدون بکار گیری خنک سازی در سطح درونی انجام دهد.
طراحی ایرفویل های خنک شده با پوشش های مانع یا حصار حرارتی, مشکلات خاصی را نشان میدهد. حتی وقتی این ماده پولیش می شود دارای یک همواری ذاتی است و بنابراین اصطکاک پوسته و ضرایب انتقال حرارت را افزایش می دهد. کاربرد یک لایه پوشش حصار حرارتی نیز باعث بروز لبه های گردابی ضخیم تر با مشکلات آیرودینامیکی مرتبط می شود. در ضریب انتقال حرارت درونی و دمای خنک ساز,گرادیان دما در راستای ضخامت پوشش عمدتاً با دمای گاز و ضریب انتقال حرارت بیرونی انتقال می یابد.
بزرگترین ضریب حاصل از کاربرد TBC یا بالاترین گرادیان دمایی از طریق پوشش دهی را می توان در محیطی بدست آورد که در آن تفاوت دمایی بالا بین گاز داغ و هوای خنک سازی با ضرایب انتقال حرارت بالا در هر دو طرف ترکیب می شود. این محیط اغلب در مکانهای خاصی از ایرفویل, انتهای دیوارها و لینرهای محفظه احتراق قرار دارد که با همرفتی جانبی خنک شده اند. مهمترین نگرانی که روی استفاده از پوشش های مانع حرارتی اثر می گذارد, عمر آنهاست که توسط شکنندگی و پوسته شدن بخاطر انبساط حرارتی تمایزی نسبت به ماده ایرفویل بوجود می آید. پیشرفت های اخیر در مواد برای TBC و تکنیک های کاربرد پوشش دهی ارتقا یافته، توسعه قابل توجهی برای عمر آنها ایجاد کرده است.
این کمتر به نگهدارنده ها اجازه پیش بینی عمر برای تیغه ها و نازل های پوشش دهی شده را میدهد که شامل مقاومت حرارتی پوشش در تجزیه و تحلیل دمای اجزا می باشد. انتخاب ضخامت پوشش برای تیغه ها باید این حقیقت را در نظر بگیرد که مقاومت پوشش نسبت به آلیاژ پایه بسیار کمتر می باشد و این باعث بروز تنش های (شعاعی) داخلی در ماده تیغه می شود. طراح ایرفویل با پوشش های حصار حرارتی باید همه این فاکتورها را تحمل نماید.
فرایند بهبود خنک سازی ایرفویل
شکل 7 یک فرایند بهبود متداول را برای خنک سازی ایرفویل نشان میدهد. نقطه آغازین برای طراحی سیستم خنک سازی ایرفویل روی الزامات عمر اجزا تاکید می کند که این نشان دهنده یک حد دمایی قابل قبول برای فلز می باشد. دمای موضعی فلز در ایرفویل عمدتاً با ترکیب 3 فاکتور اشتقاق می یابد.

1-بار گرمایی بیرونی به سطح از گاز جریانی اصلی با همرفتی در میان یک لایه مرزی یا در میان یک لایه خنک سازی فیلم (وقتی هوای خنک سازی از طریق سوراخ های فیلم تخلیه می شود).
2-خنک سازی همرفتی یک بخش با هوای خنک سازی
3-رسانایی حرارتی و لگن حرارتی در بین اجزا
یک طرح آیرودینامیکی توربین اولیه, شکل هندسی ایرفویل را ارائه می دهد, جریان های هوای خنک سازی را ارزیابی می کند, فشار، دما و سرعت جریان های جریان اصلی را معین می سازد. تجربه و آزمایش قبلی برای فرضیه های صحیح در تجزیه و تحلیل و انتخاب مفهوم خنک سازی، الزامی می باشد.
پیشرفت های اخیر در روشهای تحلیلی مبتنی بر کامپیوتر و بخصوص در گرافیک های کامپیوتر, ابزار خوبی را برای مهندسی مربوطه با استفاده از یک پایگاه اطلاعاتی 3 بعدی (3D) برای الگو سازی یکپارچه از جریان, انتقال حرارت و تجزیه و تحلیل مکانیکی فراهم می آورد. الگو سازی یکپارچه, بازنمایی گرافیکی جامعی از شکل هندسی اکثر مولفه ها را ارائه می دهد.
محاسبه ضرایب انتقال حرارت محلی مولفه مبتنی بر شرایط مرزی تعریف شده در اطراف سطوح درونی و بیرونی ایرفویل می باشد. کدهای دینامیکی سیال مورد محاسبه برای جریان اصلی (اغلب 3D) ارتباط هاوکدهای جریان (اغلب ID یا گاهی اوقات 3D) برای جریان های درونی از طریق گذرگاههای خنک سازی، این شرایط مرزی را توسعه می دهد. تجزیه و تحلیل حرارتی ایرفویل معمولاً انجام می شود و داده حال انتقال حرارت, ویژگی های فیزیکی آلیاژ و پارامترهای ترمودینامیکی جریان اصلی و جریان های خنک سازی را تا زمانی که دمای فلز به حد مطلوب برسد ترکیب می کند. تاثیرات نوسان جریان آزاد، جریان های ثانویه و دوران (برای تیغه ها)، برای بدست آوردن نتایج معنی دار از تجزیه و تحلیل های حرارتی الزامی می باشد.
پروفایل دمایی شعاعی مورد انتظار از جریان اصلی بصورت ورودی برای تجزیه و تحلیل تیغه توربین به کاربرده می شود. دمای اوج محیطی (نقطه داغ) در فاکتور الگوی دمای غیر یکنواخت محفظه احتراق بعنوان شرایط مرزی برای پیش بینی دمای پره نازل استفاده می شود. دمای پیش بینی شده ایرفویل بصورت تجزیه و تحلیلی در الگوی یکپارچه کامپیوتری تلفیق می شود و بعنوان یک درون دار برای تجزیه و تحلیل مکانیکی مورد استفاده قرار میگیرد.
بعد از 4 دهه پیشرفت در تحلیل عددی و تحقیقات دستگاه توربین، تکنیک های تحلیلی هنوز در ارائه یک پیش بینی عمر دقیق برای اجزا ، محدود می باشند. بنابراین, کالیبره کردن تجربی و اثبات درستی تحلیل ها نقش اصلی را در چرخه توسعه ایفا می کند. معتبر سازی تجربی تجزیه و تحلیل ها بعد از اینکه یک تیم طراحی بر اساس پیش بینی تحلیلی و مفهومی به سطح رضایت بخشی رسیدند انجام می شود. بخش مربوط به خنک سازی محفظه احتراق عوامل اصلی معتبر سازی تجربی را شرح میدهد.
تعریف پارامترهای شباهت انتقال جرم و حرارت اصلی
3 پدیده انتقال حرارت مجرایی در زمان تجزیه و تحلیل اجزای توربین باید در نظر گرفته شود که عبارتند از:
1-انتقال حرارت با رسانایی
2-انتقال حرارت با همرفتی
3-انتقال حرارت با پرتو تابی
انتقال حرارت بصورت پرتوتابی اغلب در پیش بینی تحلیلی لینر محفظه احتراق و پره های نازل مرحله 1 که با لینر محفظه احتراق در تماس هستند حائز اهمیت است. انتقال حرارتی مزدوج در یک مولفه توربین مثلاً در یک تیغه توربین, شامل ترکیبی از انتقال حرارت بیرونی همرفتی از گاز داغ به پره ها, رسانایی از طریق دیواره تیغه توخالی, انتقال حرارت درونی همرفتی از تیغه به هوای خنک سازی و پرتوتابی شعله ای احتمالی و نیز انتقال حرارتی بصورت پرتو تابی از دیوارهای دارای دمای بالا در لیز می باشد.

کنش متقابل انتقال جرم – حرارت در لایه مرزی ایرفویل
انتقال حرارت در یک سیال می تواند از طریق رسانایی و نیز از طریق حرکت سیال اتفاق بیافتد. (اصطلاح همرفتی در موقع رجوع به حمل و نقل تراکمی با حرکت تصادفی ملکول ها و اصطلاح adwection در موقع رجوع به حمل و نقل بخاطر حرکت سیال انبوه، استفاده می شود). انتقال حرارت کلی که همرفتی و رسانایی را در یک محیط در حال حرکت ترکیب می کند معمولاً به عنوان انتقال حرارت همرفتی مطرح می شود. انتقال جرم و حرارت که میزان سرعت و دما را تعریف می کند قویاً با هم مزدوج شده و کنش متقابل انجام می دهد و روی یکدیگر تاثیر می گذارند. همرفتی اجباری نقش مهمی را برای اکثر اجزای توربین در مقایسه با همرفتی طبیعی ایفا می کند. عامل مهم در انتقال حرارت بیرونی از گاز داغ به دیواره تیغه, لایه مرزی است که در سطح و دمای کل جریان آزاد توسعه می یابد.
لایه مرزی که بعنوان یک بافر بین جریان اصلی و ماده خشک عمل می کند, مقاومت در برابر انتقال حرارت را نشان میدهد. انتقال حرارت در این لایه بین ماده خشک و سیال از طریق مکانیسم های همرفتی و رسانایی اتفاق می افتد. اگر سطح مولفه در دمای بالاتری باشد, انتقال حرارت از سطح به سیال اتفاق می افتد و اگر دمای سیال بیشتر از سطح باشد برعکس این روند اتفاق خواهد افتاد وقتی حرارت در جریان نفوذ می کند انتقال انرژی عمدتاً از طریق همرفتی با محیط در حال حرکت اتفاق می افتد.
بنابراین منطقه بافر و لایه مرزی، نقش بسیار مهمی را در انتقال حرارت ایفا می کنند. شرایط و ویژگی هایی این لایه سرعتی را تعیین می کند که در آن حرارت انتقال داده می شود.
یک شناخت فیزیکی خوب از انتقال حرارت همرفتی را می توان با بررسی معادله انرژی بدست آورد که در آن یک طرف معادله به انتقال انرژی و طرف دیگر به ترتیب به انتقال حرارت توسط رسانایی ملکولی سیال مربوط می شود و این کاری است که با نیروهای فشار و تنش های خطی و کار انجام شده توسط تنش های آشفتگی و انتقال حرارت باسرعت آشفتگی و نوسانات دمایی صورت می گیرد.
توزیع انتقال حرارت نسبی در یک تیغه توربین متداول در شکل 8 به تصویر کشیده شده است.

بالاترین شار حرارتی عمدتاً در منطقه سکون لبه هدایت کننده و به سمت لبه گردابی تیغه اتفاق می افتد. تغییرات گسترده انتقال حرارت در بخش گازی باید به شکل مناسبی با تاثیرات حرارتی بخش خنک کننده متناسب و هماهنگ باشد به گونه ای که بتوان به توزیعات دمایی قابل قبولی رسید. حداقل 7 منطقه مجزا و متفاوت و از انتقال حرارتی را می توان شناسایی کرد:
1-نقطه سکون
2-لایه مرزی خطی
3-لایه مرزی متعارف
4-لایه مرزی آشفته
5-کنش متقابل شوک/ لایه مرزی
6- تفکیک با هماهنگ سازی مجدد
7-تفکیک بدون هماهنگ سازی مجدد
از آنجایی که انتقال حرارت با پدیده مکانیک های سیال قویاً مزدوج می شود، هر یک از این مناطق شامل یک تجزیه و تحلیل جداگانه معتبر برای آن منطقه خاص می باشد. انتقال حرارت به تعداد mach. عدد رینولدز, آشفتگی جریان آزاد, نسبت دمای دیواره به جریان آزاد, همواری و تحدب تیغه، ماده و ویژگی های گاز بستگی دارد.
در کاربردهای انتقال حرارت, استفاده از تجزیه و تحلیل بعدی بعنوان انتقال حرارت حائز اهمیت بوده و به تعداد زیاد پارامترها بستگی دارد. تجزیه و تحلیل بعدی کاهش تعداد زیاد متغیرها را به گروههای بی بعدقابل طبقه بندی فراهم می سازد. این در عوض آزمونگران را قادر به طراحی آزمایشاتی برای انجام یک تحقیق پارامتری می نماید.
آزمونهای قابل توجهی در تحلیل انتقال حرارت همرفتی بخاطر شکل هندسی پیچیده و کنش متقابل پیچیده بین جریان و میدان های انتقال حرارت وجود دارد. گروههای زیر را می توان با یک تجزیه و تحلیل بعدی شناسایی کرد:
عدد رینولد مبتنی بر یک طول مرجع یا مبتنی بر قطر هیدرولیک.
عدد Mach Ma=V/a
عدد Prandtl
عدد Eckert
در کاربردهای انتقال حرارت (بیرونی و درونی) گروههای غیر بعدی مضاعف متعددی مهم هستند. انتقال حرارت کلی با اختلاف دمای بین سیال و دیواره خشک (Tw) از طریق قانون خنک سازی نیوتن ارتباط دارد: ضریب انتقال حرارت را می توان با عدد نوسلت بصورت بی بعد در آورد.
همانطور که قبلاً نشان داده شد, لایه مرزی بعنوان یک مقاومت در برابر انتقال حرارت عمل می کند و این ویژگی با تنش برشی معین می شود. گروه بی بعد بعدی که عدد استانتون ST نامیده می شود ضریب انتقال حرارت غیر بعدی را نشان میدهد.

همچنین

انتقال حرارت تابعی از عدد رینولد و عدد پرانتل می باشد و مستقیماً متناسب با مورد لایه مرزی آشفته به اصطکاک پوسته می باشد.

و یا
یک لایه مرزی نازک (مقاومت کمتر), یک انتقال حرارت بزرگتر را نشان میدهد. در حالت ضخامت لایه مرزی صفر (مثل نقطه سکون) حداکثر انتقال حرارت وجود دارد. ضخامت لایه مرزی سرعت جریان و حرارت مثل حالت مربوط به هوا بوده و سرعت جریان و دما مثل حالت مربوط به یک صفحه تخت می باشد (گرادیان فشار صفر).
در یک لایه مرزی آشفته، شار حرارتی آشفته را می توان به همان روش کاربردی برای تنش رینولدز اصلاح کرد. رابطه دمای سرعت جریان متناسب با گرادیان دما در راستای y فرض می شود (نرمال به دیواره) از اینرو شار حرارتی بخاطر نوسانات آشفتگی را می توان بصورت زیر نوشت

که در آن قابلیت پراکندگی حرارتی گردابی است.
تشابهات بین تبادل های حرارت و مومنتوم با نوسانات آشفتگی باید در هنور گرادیان سرعت جریان تاکید شود. یک رابطه مزدوج نزدیک بین انتقال حرارت و مومنتوم وجود دارد که بصورت یک رابطه مزدوج نزدیک بین شار حرارتی و تنش برش ترجمه و تفسیر می شود. چون نگرانی اصلی در اینجا انتقال حرارت بین سیال و ماده خشک است، تنش برش در دیواره یک نقش کلیدی را ایفا می کند.
عدد پرانتل آشفتگی بدون بعد رابطه بین مومنتوم و انتقال حرارت مزدوج شده را نشان میدهد.
نقش تشابه در رقابت تجربی حرارت ایرفویل توربین و انتقال جرم
یکی از مهمترین معیارهایی که روی عمرپره نازل و تیغه توربین اثر می گذارد دمای فلز آنهاست یک دمای پیش بینی نشده به راحتی می تواند باعث 50% کاهش در عمر گسیختگی خزش تیغه شود. پیش بینی دقیق این دما اغلب مبتنی بر شبیه سازی تجربی کیفیت انتقال حرارت اجزاست که شرایط واقعی موتور را نشان میدهد. این خصوصاً برای یک ایرفویل خنک شده که در آن انتقال حرارت همرفتی بیرونی و درونی باید بعنوان شرایط مرزی برای انتقال حرارت رسانایی در اجزا در نظر گرفته شود, حائز اهمیت می باشد. استفاده از یک آبشار حرارتی برای آزمونهای پیوسته یا تسهیلات دارای دوام کم برای آزمونهای گذرا یک الزام برای بدست آوردن داده های قابل اطمینان و معتبر سازی سیستم های خنک سازی ایرفویل می باشد. آزمونهای آبشار حرارتی پیوسته شبیه سازی شده که در آن سخت افزار موتور واقعی با تنظیمات خنک سازی درونی/بیرونی صحیح استفاده می شود، می تواند برای پیش بینی دمای محلی ایرفویل توربین در مرحله اولیه توسعه توربین مفید باشد. تعداد کمی از آزمونها که در آن پیکر بندی موتور واقعی استفاده شده است گزارش شده است. با این وجود، آزمونهای انتقال حرارت شامل ارزیابی و مقایسه ثاثیر خنک سازی در محیط های آبشار حرارتی و موتور می باشد که بندرت در آثار بحث می شود.
راه حل معادلات انرژی و Navier-Stokes برای جریان تراکم پذیر به تعداد گروههای بدون بعد بستگی دارد. این معادلات نشان میدهد که تشابه خطوط جریان سیال و هم دماها در انتقال حرارت همرفتی اجباری را می توان با استفاده از مقادیر مشابه این گروههای غیر بعدی برای پدیده های واقعی و آزمون شبیه سازی، تقویت کرد. وقتی معادلات انرژی و حرکت غیر بعدی می باشد، این راه حل تا حد زیادی به چهار پارامتر غیر بعدی بستگی دارد.

برای اکثر مشکلات همرفتی تقویت شده مثل انتقال حرارت بیرونی در یک تیغه توربین گازی، نیروهای شناوری در مقایسه با نیروهای درونی نادیده گرفته می شوند. عدد اکرت Ec را می توان برحسب عدد Mach جریان آزاد, نسبت دمای کل جریان آزاد به دیواره و نسبت حرارت ویژه بیان کرد
نسبت استاتیک به کل دما را می توان با استفاده از رابطه ایزنتروپیک برای بدست آوردن رابطه زیر جایگزین کرد:

موضوعات انتقال حرارت گذرا و پایدار در بخش داغ موتور
در طول 3 دهه گذشته, محاسبات انتقال حرارت توربین و داده های تجربی در آثار با توجه به صنایع متعدد, دولت و مولفان دانشگاه گزارش شده است. جزئیاتی برای یک محاسبه خاص گزارش شده است که عمدتاً به حساسیت رقابت داده ها بستگی دارد. کدهای طراحی شرکتها, تولید کنندگان را مشخص می کند و جزئیات درباره این کدها در او لویت قرار خواهد داشت. مقالات دولتی و ارائه شده توسط مولفان دانشگاه معمولاً جزئیاتی را درباره محاسبه بیان می کند ولی عمدتاً مربوط به یک شکل هندسی است که اغلب نمایشگر اجزای واقعی در صنعت نمی باشد. تلاش ها روی شناخت انتقال حرارت ایرفویل توربین تمرکز یافته اند که قبلاً تحت تاثیر کارهای انجام شده مرتبط با ایرودینامیک ها بود. این به خاطر فقدان مشکلات انتقال حرارت نمی باشد بلکه به مشکل بودن مسئله ای ارتباط دارد که با افزایش در دمای ورودی توربین بیشتر مطرح می شود.
اکثر الگوهای مفهومی برای انتقال حرارت در یک ایرفویل 3D مدرن تا حد قابل توجهی به اطلاعات بیشتری نسبت به محاسبات ایرودینامیکی نیاز دارد. شبکه محاسبه ای که برای محاسبه انتقال حرارت مورد نیاز است نسبت به حالت مورد نیاز برای محاسبه آیرودینامیکی متناسب, دقیق تر می باشد.
علت این است که گرادیان دما در دیواره ایرفویل محاسبه شار حرارتی و راه حل شبکه ای در لایه مرزی را بدست می دهد که باید تا حد قابل توجهی ریزتر باشد. تقریب لایه مرزی، یک فشار ثابت در میان ضخامت لایه مرزی را فرض می کند ولی دما در میان ضخامت لایه مرزی ثابت نمی باشد. این کدها از کدهای لایه مرزی پیشرفت کرده اند که منشا آن از رابطه داده های صفحه تخت از میان کدهای پیوسته 3D یا 2D به کدهای ناویر استوکس نا پیوسته 3D برگرفته می شود.
علاوه بر تجزیه و تحلیل های اجزای انفرادی خنک شده توربین ،این امر عمومی است که طراحان خنک سازی توربین با تخصص در مکانیک سیالات و انتقال حرارت ،مسئول تجزیه و تحلیل جریان ثانویه و مدیریت حرارتی موتور می باشند. این شامل تجزیه و تحلیل جریانهای خنک سازی و نشت درز, توزیع دما برای اکثر اجزای بخش داغ در شرایط عملکردی گذرا و پیوسته می باشد. طراحان خنک سازی ورودی طرح را برای رفتار گذرای ساختار توربین کامل ارائه می دهند که شامل کنش متقابل بین روتور توربین و استاتور آن می باشد.

دمای فلز و تاثیر آن روی عمر اجزای توربین
در اکثر موارد, دماهای پایدار, عمر اجزای توربین را برای مواد توربین انتخاب شده تعریف می کند یک استثنا عمر خستگی کوتاه چرخه می باشد که با گرادیان های دمای گذرا تعریف می شود.
یک طراح کار خود را با ارائه یا فرض عمر اجزا مبتنی بر اکسایش / فرسودگی / سایش, گسیختگی خزشی و خستگی حرارتی (پایین چرخه) آغاز می کند که محدوده های دمایی فلز قابل قبول را نشان میدهد. برای هر مولفه این الزامات دما و عمر باید تحت شرایط چرخه کار معین تامین شود. عمر لینر محفظه احتراق, و در اکثر موارد, مورد مربوط به پره های نازل با اکسایش آنها محدود می شود.
در برخی موارد یک خستگی چرخه پایین می تواند برای لبه های گردابی پره های نازل تعیین کننده باشد بخصوص وقتی که آنها در مقایسه با بقیه پره خیلی نازک هستند. عمر تیغه های توربین معمولاً با ویژگی های گسیختگی -خزش ماده تیغه ی انتخابی تعیین می شود بجز موارد مربوط به نوک تیغه ها که نوعاً در معرض تنش های کم از نیروهای درونی قرار میگیرند و با اکسایش محدود می شوند. کاهش پنجاه درصدی در عمر گسیختگی – خزش یک ایرفویل پیشرفته باید از دماهای فلز در بخش های تحت تنش که تنها بالاتر از طرح عددی هستند, حاصل شود. برای تیغه ها و یادر بخش های نوک تیغه ی دارای اکسایش محدود، همین کاهش عمر از دمای فلز حدوداً بالاتر از حد عددی حاصل می شود.
شکل اصلی ایرفویل از طرح آیرودینامیک منشا می گیرد ولی با توجه به این موضوع که برخی سیستم های خنک سازی باید تنظیم شوند تغییر می یابند. ارزیابی های خنک سازی اولیه خاص باید قبل از یک بررسی کامل ایرفویل انجام شود. به منظور حفظ دماهای فلز در این محدوده, خنک سازی درونی ایرفویل باید در یک شیوه ای تنظیم شود که دارای بیشترین تاثیر در بارهای حرارتی بیرونی بصورت غیر متوازن باشد. طراح می تواند معمولاً از تجربیات و عملکردهای طراحی گذشته تصمیم بگیرد که چه نوع خنک سازی در هر سطحی که باید خنک شود الزامی است (خنک سازی فیلم یا همرفتی).
بر حسب یک عمر معین شده, حدهای دمای فلز توصیه شده برای آلیاژهای پیشرفته برای لینرمحفظه احتراق بخش های گذرا, برای پره های نازل و دیواره های نهایی, در تیغه های دارای تنش بسیار بالا با امکان رسیدن دما به در بخش تیزی با اکسایش محدود می باشند. اجزای توربین بزرگ مثل دیسک های توربین و ساختارهای حفاظت نازل, که از قطعه های آهنی تولید شده اند معمولاً تا دماهای کمتر از محدود می شوند و حتی در این دماها نسبتاً کم, پوشش های حفاظت در برابر اکسایش مورد نیاز می باشد.
دیسک های توربین و ساختارهای ساکن دارای دمای نسبتاً بالا که از نازل های توربین حفاظت می کنند برای گرادیان های دمای گذرا, عمدتاً شعاعی و مهم که شامل یک چرخه پایین خستگی می باشد, مستعد هستند.
حفاظت موثر (تفکیک) این اجزا از ورود جریان اصلی با دما بالا برای عمر اجزا الزامی است. کاربرد پوشش حفاظتی حرارتی با رسانایی کم می تواند کمک قابل توجهی را در مواجهه با گرادیان های دمای گذرای شدید در این اجزا فراهم آورد.
موضوعات مربوط به تغییر مکان های دمایی گذرای روتور به استاتور و کنترل فاصله نوک آزاد
یک مورد کلی از رسانایی سه بعدی گذرا با معادله فوریه کنترل می شود:

که در آن
یک اپراتور لاپلاس است
پارامتر نشر حرارتی از ماده رسانایی است
Q مقدار حرارت اضافه شده (یا کم شده) در بدنه در هر واحد زمان و حجم می باشد.
ارائه موقعیت یابی نسبتاً مناسب روتور – استاتوردر موتور, موضوع مورد هدف اصلی در یک طرح مفهومی از یک بخش داغ توربین می باشد. موضوعات اصلی که اغلب مدیریت حرارتی از یک طرح توربین نامیده می شوند باید در این مرحله مورد خطاب قرار گیرند. این ها شامل:
-جایگاه یک تکیه گاه محوری است که تا حد زیادی تغییر مکان محوری نسبی روتور را تحت تاثیر قرار میدهد.
-هماهنگ سازی حرارتی گذرا بین کنش متقابل استاتور و روتور که فاصله آزاد عملکرد را تعریف می کند.
-رفتار گذرای اجزای توربین در طول حالات گوناگون عملکرد که کاملاً متفاوت با یک موقعیت یابی پایدار می باشد.
-رفتار یک ساختار حفاظتی که روی هم محوری بین استاتور و روتور بخصوص بعد از خاموش شدن موتور یعنی وقتی مجموعه نگهدارنده کمانی شدن ناشی از دماهای غیر یکنواخت را تجربه می کند، تاثیر می گذارد.
-توانایی درزهای بین اجزای مختلف برای هماهنگ کردن تغییر مکانهای محوری و شعاعی گذرا بدون از دست دادن تاثیر.

شکل 9 مثالی از الگوی کامپیوتری عامل استاتور توربین کامل را نشان میدهد که برای انجام تحلیل های تغییر مکانهای محوری و شعاعی القا شده از سوی بارهای فشاری و حرارتی گذرا مورد نیاز می باشد.
تحلیل تغییر مکان روتور باید شامل تاثیر نیروهای گریز از مرکز و حرارتی باشد. در طول تلاش پایه اولیه هر دو الگو را می توان تا حد زیادی با استفاده از ساختارهای دو بعدی دارای تقارن محوری به استثنای تیغه ها و پره های نازل ساده کرد. ایرفویل را می توان در این مرحله بصورت تیرهای دارای ضخامت ثابت با چگالی های میانگین که شکل هندسی واقعی اجزای تو خالی را نشان می دهد, الگو ساز می کرد.
یکی از پرچالش ترین موضوعات در اهداف مهندسی در طرح توربوماشین ها و یک فاکتور مهم برای عملکرد موتور به حداقل رساندن و حفظ فاصله آزاد نوک تا تیغه توربین در طول عمر موتور می باشد. این به دامنه کاملی از طراحی و تجزیه و تحلیل جامع نیاز دارد که شامل توسعه مفهومی به همراه مکانیک سیالات گذرا, انتقال حرارت و تجزیه و تحلیل تغییر مکان تنش در کل ساختار چند مولفه ای و در پی آن، مستند سازی آزمایش موتور می باشد. نشت های نوک تا تیغه توربین یکی از بزرگترین منابع افت بازده توربین را نشان میدهد.
حفظ فاصله آزاد نوک در حال کار بدون سایش در نوک یک وظیفه اصلی برای یک طرح منظم می باشد. مدیریت حرارتی مناسب در کل رفتار گذرای روتور- استاتور در موتور، بخصوص برای تیغه ها در مسیر گازی واگرا یک چالش برونی را بوجود می آورد. تغییر مکانهای گذرای درونی و حرارتی و نیز برخی تاثیرات بارگذاری آیرودینامیکی باید در نظر گرفته شود. کنترل فاصله آزاد نوک به صورت غیر فعال که مبتنی بر هماهنگی نزدیک بین رشد گذرای روتور و استاتور می باشد به یک ساختار ثابت انبوه نیاز دارد که برای موتورهای هوایی قابل قبول نمی باشد. تکنیک های کنترل فاصله آزاد نوک فعال و نیمه فعال مبتنی بر یک مدولاسیون تغذیه هوای خنک سازی در ساختار ساکن در طول عملکرد گذرا یک راه حل جایگزین را در زمانی که ساختارهای سبکتر مورد نیاز هستند نشان می دهد.
چندین فاکتور برای تضمین فاصله آزاد نوک حداقل در حالت پیوسته و پایدار بدونه سایش بخصوص در مورد تیغه های خاص باید در نظر گرفته شود:
-تفاوتها در رشد تابش حرارتی بین روتور توربین و نوک نازل ، از ساختار در طول عبورها، حمایت می کنداین معمولاً در طول شروع کارهای مجدد شدید می باشد و این زمانی است که فاصله های آزاد نوک بطور قابل توجهی به خاطر خنک سازی سریعتر استاتور یا روتور کاهش می یابد.
-تغییر مکانهای حرارتی روتوربه استاتور محوری نسبی در مواردی که نوک های تیغه آتش می گیرد اتفاق می افتد.
-امواج حرارتی ساختار محیطی که از نوک حمایت می کند از دماهای غیر یکنواخت موجود در محفظه احتراق در طول عملکرد گذرا یا پایدار حاصل می شود.
-کمانی شدن بخش هایی از نوک در طول حالت گذرا بخاطر گرادیان های دمای شعاعی در راستای دیواره اتفاق می افتد.
-تغییرات در وضعیت روتور به حالت لفافه ای در اثر تغییراتی در سرعت روتور ، دمای ورودی توربین، دمای هوای خنک سازی و فاصله آزاد تکیه گاه بوجود می آید.
بازده توربین فشار بالای مرحله 1 و 2 که اغلب توربین تولید کننده گاز نامیده می شود، دارای یک تاثیر اصلی روی کل عملکرد موتور بوده و تنها کلیه تلاش ها برای به حداقل رساندن نسبت فاصله آزاد نوک – تیغه به ارتفاع تیغه را توجیه می کند. کاهش فاصله آزاد نوک مبتنی بر کنترل فعال رشد حرارتی گذرا در اجزای ساکن با مدولاسیون جریان هوای خنک سازی می باشد که یک مفهوم عمومی در طول دو دهه گذشته در میان تولید کنندگان پیشروی موتور هواپیمای می باشد با این وجود، نگرانی های اصلی مرتبط با هزینه بالا، پیچیدگی و قابلیت اطمینان این سیستم برای موتورهای صنعتی به توسعه مفاهیم مناسب تر برای کاربرد منتهی می شود.
این مفاهیم می تواند مبتنی بر سیستم مدیریت فاصله آزاد نوک (منبع تغذیه هوای بسته یا باز ساده شده) یا نیمه فعال یا فعال باشد.
ساختار استاتیک توربین نقش مهمی را در کنترل فاصله آزاد توربین و موقعیت یابی نوک ساکن در راس های تیغه ایفا می کند. برای انجام این عملکرد ساختار روتور باید اول از همه از نظر مکانیکی مهار شود و از نظر حرارتی از جریان گاز تفکیک شود.
این الزامی است که عوامل ساختاری استاتور از رسانایی، پرتو تابی و خوردگی گاز داغ برای به حداقل رسیدن تاثیر تغییرات دمای جریان گاز و الگوهای دمای محیطی حفظ شوند.
در عملکرد طراحی توربین صنعتی واقعی، ساختار حفاظتی نازل باید حدوداً تا دمای میانگین مثل روتور خنک شود تا هماهنگی حرارتی مناسب به دست آید. این مستلزم خنک سازی ساختار در دامنه از دمای هوای خنک سازی می باشد. حتی نقاط داغ محلی در ستوه داخلی یک ساختار حفاظتی می تواند باعث بروز شرایطی تحت شرایط در حال کار شود و گاهی اوقات باعث امواج دائمی می گردد. ضخامت کافی مورد حفاظتی نازل به کاهش گرادیان های دمای محیطی کمک می کند ولی نگرانی های مربوط به وزن اغلب از این گزینه در طرح موتورهای هوایی مستثنی بوده و اغلب به یک جریان اندازه گیری شده برای خنک سازی و تصفیه کافی برای جلوگیری از خوردگی گاز داغ نیاز دارد. فاکتور مهم دیگری برای کنترل فاصله آزاد نوک گذر مهم می باشد تعداد بخش های خاص در نوک مورد نیاز برای به حداقل رساندن کمانی شدن می باشد. این یک حالت تعادل بین تعداد بیشتر بخش ها می باشد که برای کنترل گرد شدگی مورد نیاز است و بخش های کمتری برای کاهش نشت بین آنها لازم است.
علاوه بر فاکتورهای بالا، اهداف طراحی دیگر مثل هزینه، قابلیت نگهداری، سهولت نظارت و تعمیر اجزا باید مورد خطاب قرار گیرد.
قطعات توربین و نوک های تیغه باید در برابر سایش نوک بدون اینکه بطور جدی روی فاصله آزاد نوک اثر بگذارد، مقاوم باشد. مواد نوک – تیغه توربین سنباده ای قابل اطمینان یا ماده خاص قابل سایش هنوز برای تحمل عملکردهای دراز مدت معین نشده است. (نوعاً، پوشش های فلزی ماده خشک ذرات پوسیده شده از نوک های تیغه را جدا خواهد کرد و این زمانی است که سایش اتفاق افتاده به تشکیل ذرات جوش شکل منتهی می شود و فاصله آزاد نوک و افت در عملکرد را افزایش می دهد). این به کاربرد ماده مقاوم در برابر سایش منتهی می شود که دارای چگالی پنج برابر کمتر از ماده تیغه بوده و در برابر خوردگی سطح مقاوم است. پوشش سیلندری مرحله اول نازل تاثیر تغییر مکانهای محوری روتور به استاتور در فاصله آزاد نوک را حذف می کند.
به منظور توسعه دوره مهم و بحرانی که در طول آن سایش های نوک تیغه توربین اتفاق می افتد، پنج وضعیت اجرایی باید در نظر گرفته شود:
1-گذرها را از یک وضعیت سخت (دمای اتاق به شکل موثر) شروع کنید.
2-عملکرد پایدار بار را که برای آن فاصله آزاد معمولا در یک سطح حداقل طراحی می شود تکمیل کنید.
3-گذرهایی را که در آن تغییرات دمای ناگهانی جریان گاز در واکنش های حرارتی مختلف بخش های اجزا بخاطر تمایز قابلیت ها و ظرفیت های حرارتی شرایط مرزی انتقال حرارت حاصل می شود بارگذاری کنید.
4-گذراها را که شامل یک دوره اجرای روتور و یک دوره خنک سازی بعد از توقف روتور می باشد متوقف کنید.
5-بعد از توقف از یک شرایط اجرایی بار کامل پایدار، Hot را دوباره شروع کنید.
دیافراگم موثر و خنک سازی حلقه گیره ای، علیرغم توزیع دمای خروجی یک دمای محیطی جزئی تمایزی در مونتاژ دیافراگم را ایجاد می کند. این باعث می شود که ساختار مونتاژ دیافراگم از نظر تحلیلی، بصورت تقارن محوری اصلاح شود. بخش معتبر برای طرح انتخابی معیارهای فاصله آزاد نوک – تیغه گذاری مستقیم می باشد. تعدادی از پروبهای ریز پردازنده موجود می باشند که می توان در سطوح خارجی پوشش نوک بارگذاری کرد.

خنک سازی نازل توربین
در طراحی نازل های توربین هوا خنک تعدادی از فاکتورها باید بمنظور بدست آوردن یک طرح بهینه در نظر گرفته شود. علاوه بر عملکرد ترمودینامیکی ویژه موتور ، این عوامل باید شامل:
-الزامات عمر
-شرایط اجرایی میدان
-طرح آیرودینامیکی
-ویژگی های محفظه احتراق
-محدودیت های بیرون دهی
-سیستم تغذیه خنک ساز
-ویژگی های ماده
-محدودیت های هندسی
-قابلیت تولید و هزینه
انتخاب مفهوم طرح خنک سازی نازل قویاً تحت تاثیر محیط و عمر اجزا می باشد که در آن موتور کار می کند. وجود ذرات خارجی در هوای کمپرس شده و مواد شیمیایی فرساینده در سوخت و نیز تعداد چرخه های حرارتی در عمر اجزا و عملکرد طراحی باعث بروز تصمیم های خاصی با توجه به مفهوم طراحی انتخاب شده می شود. مثال های مربوط به محدودیت طرح در ارتباط با این فاکتورهای، دارای کوچکترین اندازه مجاز سوراخهای خنک سازی، کاربرد پوشش های حصار حرارتی، ناهمواری سطح اتکا کننده خوردگی مورد انتظار بوده و متناسب با تغییرات در ضرایب انتقال حرارت بیرونی، حاشیه های فشار منبع هوای خنک سازی در فشارهای جریان نزولی در جایگاههای تخلیه هوا و غیره می باشد.
شکل یک ایرفویل توربین که برای عملکرد آیرودینامیکی بهتر انتخاب شده است می تواند از یک نقطه نظر طرح خنک سازی قابل قبول باشد. محدودیت های مرتبط با خنک سازی نیازمند توزیع مجدد ضرایب انتقال حرارت بیرونی می باشد و باعث بروز قطر بزرگتر در لبه هدایت کننده, تغییر در توزیع سرعت جریان و شکل ایرفویل و حتی تعداد و اندازه ایرفویل می شود. شکل 10 تحول این تغییرات را با استفاده از نازل های Rolls Royce بعنوان یک مثال به تصویر می کشد.
تقابل با محفظه احتراق
محفظه های احتراق مسئول تولید نوسان جریان صعودی باشدت و مقیاس، بازده دمایی (فاکتور الگو) متفاوت و شرایط مرزی سرعت جریان برای نازل های توربین می باشد. ویژگی های بیرون دهی محفظه احتراق نیز اغلب نقش مهمی را در بارگذاری حرارتی جریان نزولی نازل ایفا می کند. میدان جریان گاز موجود در محفظه احتراق ورود نازل توربین مرحله 1 پیچیده بوده و شامل بازده های دمای محیطی و پرتویی و آشفتگی جریان آزاد با سرعت جریان و مقیاس نامعلوم می باشد. این پارامتر که درجه عدم یکنواختی دمای خروجی محفظه احتراق را شرح می دهد فاکتور الگو نامیده می شود:

که در آن
Tgmax بالاترین دمای گاز یافت شده در طرح خروج محفظه احتراق می باشد. TIT که گاهی اوقات CET نامیده می شود ورودی توربین (یا دمای خروجی محفظه احتراق) می باشد
TC دمای تخلیه محفظه احتراق (دمای خروج رکوپراتور برای یک موتور دارای رکوپراتور) می باشد
این قابل فهم است که PF کمتر در یک TIT معین به تاثیر خنک سازی کمتر (مقدار کمتر هوای خنک سازی برای همان تکنیک خنک سازی) نیاز دارد. PF متعارف بین 0.15و 0.3 تغییر می کند بخاطر مشکلات با ارزیابی ها در محفظه احتراق در حال کار، طراحان اغلب حدس می زنند که چه چیزی می تواند مقیاس یاشدت جریان آشفتگی مناسب باشد.
تکنیک ها برای تلفیق آشفتگی تولید شده در محفظه احتراق در سیستم های طرح انتقال گرما برای چندین سال تحت توسعه بود, ولی نتایج آن محدود است. یک بخش قابل توجه از اطلاعات تجربی برای این هدف استفاده شده است که از بکارگیری برنامه هایی حاصل می شود که در آن از صفحات تخت بعنوان اقلام آزمون استفاده می شود. اغلب فرض می شود که مقادیر شدت نوسان که برای این معیارها تولید می شوند نماینده محفظه احتراق موتور متعارف می باشد. تلاش جزئی برای تکثیرشدت آشفتگی و مقیاس آشفتگی ورودی انتقال حرارت توربین بطور همزمان صورت گرفته است.
بعلاوه مانع بزرگی برای مجموعه طرح انتقال حرارت توربین این بوده است که جریان های صفحه تخت که بتواند نماینده محیط میدان جریان ناپیوسته مرتبط با یک مرحله توربین باشد بدست نیامده است. پدیده های متعدد مزدوج شده ای وجود دارند که مرتبط با میدان مرحله جریان ناپیوسته توربین می باشد و نتایج تجربی نشان می دهد که تاثیرات آشفتگی جریان، تزریق سیال و خروج آن و شک متقابل به صورت مجزا قابل تفکیک نمی باشد.
داده های بسیار محدودی از جریان و میدان های حرارتی برای یک موتور توربین گازی واقعی بخاطر شرایط اجرایی شدید در موتور وجود دارد. در نتیجه توسعه الگوهای محاسبه ای برای پیش بینی انتقال حرارت در بخش توربین روی شبیه سازی های محیط توربین تکیه می کند. شبیه سازی های ایرفویل های خنک شده با فیلم در طول دهه قبل بهتر شده و شامل خنک کننده های دارای چگالی بالا، دیوارهای ناهموار و منحنی و ایرفویل های پیچیده تر از نظر شکل هندسی می باشد. در طول 10 سال گذشته, تلاش زیادی روی شبیه سازی ویژگی های شرایط نوسان جریان اصلی جریان در حال ورود به بخش توربین انجام شده است.
تحقیقات نشان دادده اند که سطوح دارای آشفتگی بسیار بالا می تواند باعث افزایش قابل توجه در انتقال حرارت و نشر سریع جت های خنک کننده فیلم شود. بسیار از مقالات مرتبط با انتقال حرارت مطرح شده اند که در خصوص جریان در حال ترک کردن محفظه احتراق و ورود به توربین می باشد که دارای شدت آشفتگی بسیار بالا با توجه به عدد ذکر شده برای دامنه از 6 تا 20% می باشد.
تعداد محدودی از این نشریات یک مرجع موجود با یک ارزیابی ازشدت آشفتگی یا مقیاس طول آشفتگی برای یک محفظه احتراق در حال کار را ارائه می دهند به همین دلیل، یک درک جامع از تاثیرات جریان اصلی آشفتگی بالا، هنوز وجود ندارد بخصوص با توجه به تاثیر مقیاس طول گردابهای آشفتگی. همه این فاکتورها یک توانایی محدود برای الگو سازی محاسبه ای قابل اطمینان از این جریان ها و انتقال حرارت مربوطه را شرح می دهد.
به خوبی معلوم شده است که جریان موجود در محفظه احتراق و در حال ورود به توربین دارای امواج دمای محیطی و پرتویی قابل توجه یا نقطه های داغ می باشد. شگفت آور نیست که بگوییم تعداد نقاط داغ در محل خروجی بخش محفظه احتراق مرتباً با تعداد و وضعیت های محیطی نازل های سوخت محفظه احتراق متناسب است.
الگوسازی مهاجرت نقاط داغ در میان توربین با دقت بالا, حائز اهمیت است. در میان مقالات شرح دهنده این تلاش, مراجع 21-24 وجود دارند.
در برخی موارد تعیین وضعیت نازل های توربین مرحله 1 در شیوه ای که تحت آن نقاط داغ در وسط مسیر گاز بدون یک تاثیر مستقیم روی دماهای فلز پره یا حداقل در لبه هدایت کننده اش قرار می گیرند ممکن می باشد.
اتصال توربین -محفظه احتراق (بخش عبور) یک منطقه مهم است که دارای تاثیر مهمی روی آیرودینامیک ها و خنک سازی توربین مرحله 1 می باشد. مهم است اطمینان حاصل کنید که بازده چرخه که در دمای گاز افزایش یافته مورد انتظار است تا حد قابل توجهی شامل افت عملکرد توربین بخاطر خنک سازی توربین نمی باشد. شکل هندسی لینر محفظه احتراق دارای تاثیر قابل توجهی روی عملکرد توربین مرحله اول و خنک سازی دیوار نهایی می باشد. منطقه مخروطی خروجی محفظه احتراق بزرگتر با سرعت جریان های جریان اصلی کاهش یافته متناسب بوده و می تواند دارای تاثیر مثبت بار حرارتی کاهش یافته در راستای مخروط خروجی باشد. همچنین در تعدادی از تحقیقات معلوم شده است که لایه مرزی ضخیم تر که در دیوارهای لینر یعنی جریان صعودی نازل مرحله 1 تشکیل می شود, تشکیل جریانات ثانویه نزدیک به دیوار نهایی و بخصوص تولید یک گرداب فعلی را تحریک می کند. برای اجتناب از ضخیم شدگی لایه مرزی, ارائه شکل هندسی شتاب دهنده جریان و تبدیل پیوسته آن از طریق بخش گذرای لینر در پی نازل مرحله 1 مهم می باشد. اگر این وظیفه انجام شود, چالش خنک سازی موثر دیوارهای نهایی و نازل را می توان بدون اشتباهات عملکردی قابل توجه کنترل کرد.
دیوارهای نهایی در حال تبدیل در بخش جلویی نازل , جریان عرضی در دیوارهای نهایی در نازل را به حداقل می رساند. این تشکیل گرداب فعلی شکل را سرکوب می کند. در نتیجه افت های ثانویه نازل تا حد قابل توجهی کاهش می یابد. توربین های گازی مدرن نیاز به خنک سازی قابل توجهی از دیوارهای نهایی نازل و بخش گذرای خروجی محفظه احتراق دارد. (شکل 11) این وظیفه اغلب با کاربرد خنک سازی فیلم بدست می آید گرچه در برخی موارد تلاش هایی برای استفاده از خنک سازی همرفتی پشتی صورت می گیرد. جایگاه و شیوه ای که تحت آن خنک سازی فیلم در جریان اصلی معرفی می شود, برای تاثیر خنک سازی و مشکلات عملکردی مهم می باشد.

الزامات برای خنک سازی دیوار نهایی نازل را می توان با تنظیم جریان خنک سازی خروجی لینرمحفظه احتراق کاهش داد که می توان جریان بالای لبه های هدایت کننده نازل را به یک شیوه مطلوب تر تزریق کرده و وضعیت خنک تری را در دمای شعاعی دیوارهای نهایی بدست آورد. برخی از طرح اخیراً معرفی شده اند و نسل دیگر توربین های گاز صنعتی از سیستم های احتراق با پرتو کمتر پیشرفته استفاده خواهد کرد. دماهای احتراق اوج باید برای به حداقل رسیدن تشکیل اکسیدهای نیتریک (Nox) محدود شوند. در نتیجه استفاده از محفظه احتراق و هوای خنک سازی نازل شدیداً محدود می شود. برخی طرح ها به تکیه بر پوشش های حصاری حرارتی و روشهای خنک سازی درونی بیشتر نیاز دارند و نیازشان به هوای خنک سازی فیلم برای رسیدن به عمر مو لفه مورد نظر کمتر است.
طرح های دیگر شامل پیکربندی های خنک سازی فیلم واحد طراحی شده بعنوان یک سیستم یکپارچه می باشد که شامل گذراها, ایرفویل ها و دیوارهای نهایی می باشد. این محفظه های احتراق جدید شرایط آشفته مختلف و پروفایل های دمایی تخت تر را نسبت به محفظه های احتراق اشتقاقی آیرودینامیکی موجود تولید می کنند تاثیرات مهاجرت دما دارای اهمیت کمتری بوده و خنک سازی دیواره های نهایی برای عمر اجزا مهمتر خواهد بود. انتقال گرما و خنک سازی درونی باید با عملکرد و احتراق آیرودینامیکی، بیشتر تلفیق شود.
انتقال حرارت پره
یکی از مهمترین دوران دادها برای محاسبات طرح خنک سازی در ایرفویل های توربین پیش بینی توزیع ضرایب انتقال حرارت از طرف گازی و شارهای حرارتی متناسب می باشد. توزیع شار -حرارت نسبی در یک ایرفویل توربین فشار بالای متعارف در شکل 12 آمده است. بالاترین شارهای حرارتی در منطقه سکون لبه هدایت کننده و به سمت لبه گردابی ایرفویل اتفاق می افتد. تغییرات شار حرارتی بالا در طرف گازی باید به شکل مناسبی با تاثیر سمت خنک کننده هماهنگ شود بطوریکه بتوان توزیع های دمای قابل قبولی را به دست آورد.

دستاورد کلی معمولاً در محاسبه ضرایب انتقال حرارت ایرفویل توربین استفاده می شود که مبتنی بر محاسبه لایه مرزی دو بعدی با استفاده از فرمول های انتگرال یا تفاوت محدود می باشد. توصیف آیرودینامیکی مناسب از میدان جریان که مبنایی را برای محاسبه انتقال حرارت فراهم می آورد، برای پیش بینی بزرگی توزیع انتقال حرارت در سطح یک ایرفویل الزامی می باشد. بسیاری از کدهای موجود برای جریان دو بعدی توسعه یافته اند و بخوبی معلوم شده است که برای ایرفویل های منحنی شکل بسیار پیشرفته یک محاسبه سه بعدی جهت در نظر گرفتن جریانهای ثانویه که معمولاً از نزدیکی دیواره های نهایی منشاء می گیرند الزامی می باشد. در طول دو دهه گذشته تکنیک های پیش بینی انتقال حرارت بیرونی ایرفویل از مزدوج سازی کدهای جریان دو بعدی (استفاده شده برای تولید اطلاعات مربوط به میدان سرعت جریان یا فشار موضعی برای ایرفویل) با یک کد لایه مرزی دو بعدی STAN 5 یا نسخه بعدی کد TEXTAN برای کدهای پیشرفته تر (Euler و Navier Stocks دو بعدی یا سه بعدی) که در ارتباط با یک کد لایه مرزی سه بعدی یا دو بعدی مناسب برای محاسبه ضرایب انتقال حرارت استفاده شده اند. یک مثال خوب از تکنیک اخیر را می توان در بخش 28 یافت. بر حسب تعداد فاکتورها، جریان خطی که معمولاً در سطح مکش ایرفویل موجود می باشد از گذر ناگهانی به جریان آشفته در برخی نقاط جریان نزولی لبه هدایت کننده تبدیل می شود. لایه مرزی در سطح فشار عمدتاً آشفته فرض می شود. محاسبه ضریب انتقال حرارت در لبه هدایت کننده نوعاً مبتنی بر محاسبات لایه مرزی خطی یا روابط استاندارد انتقال حرارت منطقه ساکن برای یک سیلندر در جریان عرضی می باشد.
ضرایب انتقال حرارت عمدتاً مبتنی بر سطح فشار گاز، اندازه ایرفویل، شکل ایرفویل و از اینرو توزیع سرعت جریان سطح، و بخصوص در جایگاه تحول لایه مرزی می باشد.
مهمترین فاکتورها عبارتند از:
-خمیدگی سطح
-ناهمواری سطح
-گرادیان فشار محلی
-آشفتگی جریان اصلی
-تزریق جریان (خنک سازی فیلم)
-آبشار (برای تیغه مرحله ثانویه)
-تاثیرات دیواره نهایی (جریان ثانویه)
-پرتو تابی
داده های مربوط به هر یک از فاکتورهای بالا در آثار موجود می باشند ولی عمدتاً تاثیرات ترکیب شده آنها را نشان نمی دهد. تعداد محدودی از بررسی های تجربی تاثیرات آشفتگی جریان اصلی و تزریق فیلم در ایرفویل ها نیز منتشر شده اند. با این وجود بررسی های اصولی درباره پارامترهای فوق در کاربردهای ایرفویل واقعی موجود نمی باشند. در نتیجه، مقدار محدودی از داده های انتقال حرارت ایرفویل توربین موجود می باشد که نمی توان همیشه تفسیر کرده و یا برمبنای درک جاری از تاثیرات پارامترهای موجود در کاربردهای ایرفویل توربین ارتباط داد. در بهترین حالت، تنها پیش بینی های کیفی تاثیرات از فاکتورهای گوناگون ممکن می باشد.
انتقال حرارت ایرفویل بیرونی عمدتاً با آیرودینامیک های خط جریان در اکثر دهانه های ایرفویل کنترل می شود. به طور کلی تاثیر کمی از پیوستگی در انتقال حرارت تیغه وجود دارد نوعاً یک افزایش در انتقال حرارت با افزایش عدد رینولدز وجود دارد. عکس این موضوع نیز با افزایش عدد mach صحیح می باشد. این از روندهای قدیمی برای لایه های مرزی صفحه تخت استفاده می کند. و تنها تفاوت در مورد فعلی تاثیر انحناء و گرادیان فشار می باشد که شروع و طول تحول را تغییر می دهد. تاثیرات آشفتگی با تعدادی از مولفان مطرح شده اند. تحقیقات آنها نشان می دهد که وقتی آشفتگی درونی افزایش می یابد، جایگاه عبور به صورت جریان صعودی حرکت می کند و عمدتاً به افزایش در انتقال حرارت تا بخش مکش ایرفویل منتهی می شود.
خمیدگی
این موضوع توسعه یافته است که آیرودینامیک ها در بخش فشاری عمدتاً دو بعدی هستند. بنابراین انتقال حرارت در بخش فشار نیز عمدتاً دو بعدی بوده و قابل پیش بینی است و در اکثر موارد اینکار با استفاده از برنامه های کامپیوتری لایه مرزی دو بعدی صورت می گیرد. این موضوع مشاهده شده است که وجود مرداب Goertler در سطوح مقعر می تواند انتقال حرارت به بخشهای فشار توربین واقعی و پره ها که نوسان جریان آزاد ورودی بالا را افزایش می دهد. (Tu > % 5) ظاهراً چنین پدیده ای را تایید نمی کند. همچنین این ویژگی وجود دارد که تحول انحنا از حالت محدب به مقعر در نزدیکی هدایت کننده در ایرفویل های موتور واقعی (پره های موتور و آبشارهای آزمون) رشد گردابه Goertler را که کاملاً به تاثیرات انحنا و آشفتگی ورودی حساس است، حذف می کند تا تخریب می نماید.
تاثیر انحنای سطح جریان اصلی، پایدار کردن لایه مرزی در سطح محدب و پایداری زدایی لایه مرزی در سطح مقعر می باشد. تاثیر پایداری زدایی نیروهای گریز از مرکز روی دیوار مقعر یک پایداری را القا می کند که باعث بروز جریان های Goertler در راستای محورهایی در راستای برابر با جریان اصلی می شود نشان داده شده است که انتقال حرارت در یک دیوار مقعر با انحنای سطح افزایش می یابد و برای یک دیواره محدب، انتقال حرارت کم می شود. سرعت جریان های آشفته در لایه مرزی تا حد قابل توجهی در یک دیوار محدب کاهش می یابد و در دیواره مقعر افزاش پیدا می کند: نتایج برخی تحقیقات نشان می دهد که تاثیر انحنای سطح غیر خطی است و در مقادیر انحنای کوچک بسیار قوی می باشد ولی نسبت به افزایش انحنا به صورت متناسب، کمتر افزایش پیدا می کند.
سطوح مکش پره عمدتاً تحت تاثیر جریان های ثانویه هستند. نشان داده شده است که لایه های مرزی دیواره نهایی در عرض سطح مکش پره مهاجرت می کند. در مورد یک تیغه، بخش نوک دارای جریان ثانویه شدیدتر می باشد که از گرادیان فشار شعاعی حاصل می شود که به ایجاد فشار یک سیال در راستای بخش مکش ایرفویل تمایل دارد. جریان های ثانویه روی انتقال حرارت نزدیک به نوک و مرکز نازل اثر می گذارد.
با این وجود, این وضعیت مضر نمی باشد چون انتقال حرارت در این مناطق معمولاً کمتر از این میزان در دهانه میانی می باشد. این بخاطر حرکت ضخیم تر و لایه های مرزی حرارتی در مناطق جریان ثانویه ای می باشد که توسط لایه های مرزی دیواره نهایی با لایه مرزی ایرفویل به وجود آمده اند. معمولاً انتقال حرارت بخش مکش دارای کمترین نزدیکی به قسمت توپی و نوک در کلیه اعداد رینولدز و mach می باشد. در اکثر موارد شروع و طول تحول در بخش مکش برای پیش بینی بسیار مشکل است. انتقال حرارت (لبه هدایت کننده) منطقه ساکن تحت تاثیر نوسان داخلی، عدد رینولدز داخلی و عدد mach می باشد. پیش بینی انتقال حرارت در لبه هدایت کننده اغلب با استفاده از روابط توسعه یافته برای سیلندرهای مدور انجام می شود. استفاده از تکنیک های لایه مرزی 2D معمولاً باعث بروز نتایجی در منطقه لبه هدایت کننده می شود که بخاطر این است که لایه مرزی به تازگی شروع به تشکیل کرده و اکثر روشهای 2D نمی تواند به شکل صحیحی این پدیده را در این منطقه پیش بینی کند ضریب انتقال حرارت لبه هدایت کننده 1.25 برابر تعداد پیش بینی شده و محاسبه شده برای سیلندر همتراز در جریان عرضی می باشد. این انتظار می رود که در بررسی تاثیر نشان دار شناخته شده از نوسان جریان اصلی در ضریب انتقال حرارت محلی برای یک سیلندر در جریان اصلی و در لایه های مرزی خطی در حضور گرادیان های فشار مطلوب اتفاق بیافتد.
ضریب انتقال حرارت سطح فشار با مقادیر محاسبه شده صفحه تخت نوسانی هماهنگی دارد. این به نظر می رسد که برای ترکیب تاثیرات نوسان جریان اصلی، انحنای سطح و گرادیان فشار، به توازن با یکدیگر تمایل پیدا کرده و بنابراین باعث می شود که سطوح ضریب انتقال حرارت متناسب با گرادیان فشار صفر و جریان نوسان انحنای صفر شود.
برای اکثر سطوح مکش، ضرایب انتقال حرارت دارای دامنه ای از1 تا1.25 برابر مقادیر صفحه تخت نوسانی می باشد منطقه جریان گذرای بخش مکش ایرفویل با بیشترین گرادیان فشار استاتیک هماهنگی داشته و به توجه زیادی نیاز دارد بخصوص اگر خنک سازی فیلم در این منطقه تخلیه شود. برخی بررسی ها باید در خصوص تاثیرات پرتو تابی حرارتی بخصوص برای محفظه احتراق سوخت مایع انجام شود و همچنین وقتی مقدار قابل توجهی از بخار آب و دوده در محصولات محفظه احتراق وجود دارد این موضوع باید در نظر گرفته شود. این روند را می توان اغلب برای 10% بار حرارت پره در نظر گرفت. یک روش تحلیلی برای محاسبه انتقال حرارت پرتویی را می توان در اثری که بعداً بیان می شود یافت.
همانطور که در شکل 12 نشان داده شده ضریب انتقال حرارت به بالاترین سطح در لبه هدایت کننده می رسد و اغلب عمر پره خنک شده بخاطر دمای فلز بالا تعریف می کند. وجود ذرات خورنده در محصول احتراق این زمینه از پره نازل را مهمتر می کند.
بنابراین یک پیش بینی دقیق از انتقال حرارت بسیار مهم است. در طول مرحله طراحی اولیه، مقدار آن را می توان به شکلی منطقی با استفاده از روابط توسعه یافته برای یک سیلندر در جریان عرضی ارزیابی کرد:

که در آن

– جایگاه زاویه ای در سیلندر از نقطه ساکن لبه هدایت کننده
(معتبر برای در هر دو طرف نقطه ساکن)
Ktu= 0.15 Re 0.267تصحیح برای تاثیر آشفتگی جریان اصلی
Red= عدد رینولدز، مبتنی بر قطر لبه هدایت کننده ایرفویل
تاثیرات ناهمواری
سطوح افزایش یافته ناهمواری سطح که برای توربین های صنعتی متداول هستند, ساعات طولانی را بدون نگهداری اغلب در محیط های خاص کار می کنند و دارای تاثیر قابل توجهی روی اصطکاک پوسته و انتقال حرارت تیغه های موتور توربین می باشد. برای موتورهای هوایی که معمولاً در محیط بهتری کار می کنند، ناهمواری پوشش حصار حرارتی و پوسته شدن حالات اصلی افزایش انتقال حرارت ناشی از ناهمواری سطح ایرفویل می باشد.
ناهمواری افزایش یافته باعث افزایش در ضریب انتقال حرارت بیرونی در کلیه سطوح قرار گرفته در معرض جریان گاز می باشد. انتقال حرارت افزایش یافته از آشفتگی مضاعف ناشی می شود و در نزدیکی سطح با عوامل ناهمواری و نیز منطقه سطح فوق العاده بخاطر وجود عوامل ناهموار بوجود می آیند. کار تجربی انجام شده توسط Turner نشان می دهد که ناهمواری می تواند بار حرارت را در ایرفویل افزایش دهد. تعدادی از تحقیقات دیگر توسط Abuaf، Tolpad و Crawford و Guo نیز انتقال حرارت بالا را گزارش داده اند که با ناهمواری گزارش یافته در تیغه های توربین ارتباط دارد. آزمایشات نشان می دهد که وقتی نوسان درونی کم باشد، افزایش در انتقال حرارت تقریبا 50% در بخش مکش و حدود 100% در بخش فشار می باشد. ظاهراً برخی از این افزایش ها به این حقیقت نسبت داده می شود که ناهمواری، گذر را آغاز می کند. با این وجود، برای شدت آشفتگی بالا % 7 =Tu) با یک شبکه آشفتگی نصب شده)، مولف خاطر نشان می کند که یک افزایش در انتقال حرارت در بخش فشار حدود 25% وجود دارد در حالیکه انتقال حرارت بخش مکش به سختی تغییر می کند. بطور کلی تاثیر ناهمواری برای توربین های گازی با استفاده از سوخت های دارای کیفیت ضعیف در موقع کار کردن برای دوره های زمانی طولانی شده مهم می باشد. این کاربردها نوعاً شامل توربین های گازی صنعتی برای تولید نیرو و حرکت مکانیکی می باشد. در این مورد از توربین های گازی هواپیما, ناهمواری دارای مشکل کمتری می باشد چون ایرفویل ها عمدتاً در سراسر عمر عملکردی هموار باقی می ماند. تنها وضعیتی که در آن ناهمواری می تواند یک مشکل عمومی باشد، در خصوص اجزای (TBC) پوشیده شده حصار حرارتی است که در آنCBTمی تواند تا 12 میکرون دارای ناهمواری اولیه باشد. با این وجود حتی در اینجا روشهای پوشش دهی مدرن می تواند اجزای TBC صاف را موجود آورد که دارای هزینه های بالاتری می باشد.

اغتشاش
تاثیرات اغتشاش جریان اصلی روی انتقال حرارت سطح ایرفویل توربین را می توان بصورت ذیل خلاصه کرد:
-اغتشاش جریان اصلی بطور قابل توجهی مرحله انتقال از لایه مرزی آرام به مغشوش رابامرحله اولیه انتقال،تحت تاثیرقرارمی دهد.
-اغتشاش اثرخیلی واضحی روی لایه مرزی آرام دارد،افزایش اغتشاش موجب افزایش ضرایب انتقال حرارت لبه هادی وجریان منطقه انتقال می شود.
-درجه اغتشاش جریان اصلی اثر کمی روی انتقال حرارت در منطقه لایه مرزی مغشوش دارد.
خنک سازی فیلم پره
این بخش به جنبه های اصلی عملی،کاربرد خنک سازی فیلم در توربین هامی پردازد.تکنیک های انتقال حرارت درونی یا بیرونی فیلم ویااغلب ترکیبات آنهادرطرح خنک سازی نازل بکار برده می شوند،تزریق سیال خنک سازدرلایه مرزی سیال داغ درطول دیواره برای کنترل دمای سطح دیواره،خنک سازی فیلم نامیده می شود.هوای خنک سازکه معمولاازیک کمپرسورخارج می شود،ازسطح ایرفویل توربین باایجاد یک لایه عایق بین جریان اصلی وسطح محافظت می کندبدین وسیله کاهش شارحرارتی درسطح راموجب می شود.چون مبردباجریان اصلی مخلوط می شود،خنک سازی فیلم بااین روش بخودی خود روش خیلی موثری نیست.هرچندخنک سازی فیلم استفاده شده ترکیبی ازخنک سازی همرفتی بوده،ولی موجب کاهش دمای قابل توجهی در فلزمی شودوبدین وسیله خنک سازی تاثیری روی هم رفته بالایی راایجادمی کند.شکل11 مثالی ازخنک سازی نازل پیشرفته ای رانشان می دهد.دلایل اساسی برای خنک سازی فیلم ناشی ازموقعیت هایی هستندکه درآنهاانتقال حرارت همرفتی درونی ضعیفی وجودداردکه کافی نیست.جزییات تکنیک های خنک سازی همرفتی درونی دربخش خنک سازی تیغه که به دنبال داریم معرفی می شوند،جایی که کاربرد خنک سازی فیلم اغلب در مقایسه بانازل محدود است.
کاربردخنک سازی فیلم برای ایرفویل های توربین در توربین های گازی پیشرفته خیلی عمومی می باشد.به همین دلیل بخش ذیل به بیشترفاکتورهایی می پردازدکه خنک سازی فیلم را تحت تاثیرقرارمیدهند. راهنمای جامع اولیه ای برای شناسایی روش های خنک سازی بوسیله Goldstein داده شده،که این اطلاعات عمومی اولیه کاربردخیلی محدودی برای شکل های پیشرفته ایرفویل وتوزیع سرعت جریان اصلی دارند.جدیدترین کتب خنک سازی فیلم رامی توانیددر [44,43] بیابید.
با خنک سازی فیلم, شار حرارتی با رابطه زیر بدست می آید:q"f = hf(Taw-Tw) ضریب انتقال حرارت hf اغلب اینگونه فرض می شود که بدون تزریق فیلم وجود دارد گرچه می تواند تا حد قابل توجهی از این مقدار در منطقه نزدیک سوراخ اشتقاق یابد. دمای دیواره بی دررو Taw دمایی است که در دیواره در غیاب جریان گرم فرض می شود (بدون خنک سازی فیلم، دمای دیواره بی دررو برای عدد mach پایین برابر با دمای گاز جریان اصلی می باشد) و Tw دمای دیواره واقعی است. در حضور خنک سازی فیلم، دمای دیواره بی دررو با دمای دیواره بدون بعد که تاثیر خنک سازی فیلم نامیده شده و عمدتاً با تبیین شده و با رابطه زیر تعریف می شود:
=(Tg-Tf)(Tg-Tc)
که در آن
Tg و Tc دماهای خروجی خنک ساز و جریان گاز هستند.
Tf دمای فیلم (دمای دیواره بی دررو حاصل از تزریق فیلم).
دمای فیلم تابعی از یک جریان نزولی فاصله دار از نقطه تزریق بوده و باید بصورت تجربی برای یک شکل هندسی خنک سازی فیلم تعیین می شود. دمای فیلم عمدتاً برحسب تاثیر فیلم محلی بصورت زیر ارتباط دارد
دو نوع اصلی از شکل هندسی استفاده شده در خنک سازی فیلم وجود دارد. شیارها و ردیف های سوراخ های مجزا ، با این وجود شیارها اغلب در ایرفویل ها استفاده نمی شوند و علت آن وجود تنش حرارتی و بررسی های طراحی مکانیکی است. تنش های حرارتی بالا به این علت بوجود می آیند که منطقه ایرفویل درست در جریان اصلی صعود یک شیار، داغ است در حالیکه جریان نزولی یک شیار خنک است. تهیه شیارها باعث بروز مشکل در نگهداری ایرفویل در کنار شیار می شود و این ویژگی بخصوص در حضور تنش های حرارتی بالا مشاهده می شود. چون فلز بین سوراخها گرادیان های حرارتی و تنش هایی را بوجود می آورد و آنها را در کنار ایرفویل نگه می دارد. یک استثنا برای استفاده از ردیف های سوراخ فیلم به جای شیارها در منطقه لبه گردابی بخش فشار تیغه ها و نازل ها می باشد که در آن یک ردیف از شیارهای کوتاه اغلب استفاده می شوند. با این شکل هندسی معین تنش های حرارتی و مشکلات مکانیکی مرتبط با استفاده از شیارها به حداقل می رسند. ردیف های سوراخ های می تواند برخی از مشکلات را حل کند ولی این به ضرر بخش های دیگر تمام می شود. بطورکلی, تاثیر خنک سازی فیلم از سوراخ های مجزا دارای تاثیر کمتری نسبت به تاثیر حاصل تزریق شیار می باشد و پیش بینی میدان جریان مشکل تر می باشد. تاثیر خنک سازی فیلم کمتر به خاطر جت ها از سوراخ های مجزایی است که در جریان اصلی نفوذ کرده و بنابراین به گاز جریان اصلی داغ اجازه می دهد تا در زیر فیلم در راستای سطح خنک شده جریان یابد. وقتی جت در جریان آزاد نفوذ می کند, به سمت سطح تغییر جهت می دهد و در نتیجه یک گرادیان فشار در جت با یک منطقه کم فشار در زیر جت تنظیم می شود و یک منطقه پر فشار در بالای جت بوجود می آید. این باعث می شود که جت در یک شکل محدب کلیه ای شکل بوجود آید که سپس سیال جریان اصلی را به سمت سطحی وارد می کند که خنک شده است. این نفوذ و مخلوط شدگی در شیارهای تزریق وجود ندارند با این وجود بنا به دلیل ذکر شده در بالا, شیارها اغلب در ایرفویل ها استفاده نمی شوند. بنابراین بحث زیر به هوای خنک سازی فیلم تخلیه شده از میان سوراخ های مجزا محدود می شود. برای مقادیر موثر فیلم میانگین حدوداً معادل 0.2-0.3،کاهش های شار حرارتی سطح ایرفویل در حدود 30-45% را می توان بدست آورد.
یکی از تلاش های انجام شده در طرح خنک سازی فیلم باید روی اجتناب از تفکیک جت فیلم از سطح (پدیده کنترل) تمرکز یابد. دو پارامتر اصلی که روی رفتار جت تاثیر می گذارند عبارتند از: سرعت دمش M (یا نسبت شار جرم) و نسبت شار مومنتم I:

پدیده کنترل یک محدودیت آشکار برای استفاده از پیکربندی خنک سازی فیلم تک ردیفی را نشان میدهد با این وجود مشکل را می توان با ارتقاء پیکربندی طراحی خنک سازی فیلم رفع کرد که تراوش جت را به حداقل می رساند و یا کاهش میدهد. دو دستاورد طراحی جایگزین که در رسیدن به این هدف موفق بوده است استفاده از ردیف های ساکن سوراخ های کج و استفاده از سوراخ های شکل دار می باشد.
عملکرد خنک سازی فیلم از دو ردیف ساکن از سوراخ های دارای اغنای تا جریان اصلی با jabbarr و Goldstein مطالعه شد. نشان داده شد که برخلاف مورد تک ردیفی, هیچ دریچه کنترلی آشکار نمی باشد. تاثیر خنک سازی فیلم در پی تزریق از میان دو ردیف ساکن سوراخها با افزایش سرعت دمش بدون کاهش زیاد در دامنه مقادیر M تحت پوشش آزمون افزایش می یابد. اصلاح نشان داده شده به نفوذ جت کمتر نسبت داده شد که از کنش متقابل جت بدست آمده در پیکر بندی حاصل می شود. این موضوع مشاهده شد که برای همان سرعت جریان جرم تزریق شده, (مثل M =1 برای یک ردیف تکی از سوراخ ها و 0.5= M برای یک ردیف دوگانه از سوراخ ها)، پیکربندی یک ردیف ساکن تاثیر خنک سازی فیلم بالاتری را نسبت به پیکربندی تک ردیفی در سرعت های دمش بوجود می آورد که باعث بروز کنترل در پیکربندی های تک ردیفی می شود. در سرعت های دمش کمتر M < 0.5. تاثیر خنک سازی فیلم بدست آمده برای هر دو پیکربندی حدوداً برابر است. یک مزیت بیشتر در استفاده از ردیف های ساکن از بخش خاصی اشتقاق می یابد که دارای خنک سازی فیلم یکنواخت تری است. نشان داده شده است که استفاده از ردیف های دو گانه سوراخ های ساکن یا سوراخ های شکل دار به منظور حذف دریچه کنترل برای کاربردهای سطح مکش یک مزیت می باشد. برای ارتقاء تاثیر سطح فشار استفاده از ردیف های چندگانه با تجمع فیلم از ردیف های قبلی مورد نیاز می باشد.
کاربرد سوراخ های شکل دار که در راستای جانبی قرار دارند برای جهت جریان اصلی نرمال می باشد و می تواند تا حد قابل توجهی اتصال جت فیلم به سطح را ارتقا دهد. متداولترین شکل هندسی سوراخ شکل دار شامل یک سوراخ اندازه گیری مدور می باشد که سرعت جریان فیلم را با یک بخش نفوذ کننده شیپوری در تخلیه سوراخ کنترل می کند. برای مقادیر 0.5 = M تاثیر فیلم سوراخ فیلم شکل دار با افزایش سرعت دمش, به افزایش خود ادامه می دهد در حالیکه تاثیر سوراخ سیلندری یک افت شدید را بخصوص در منطقه نزدیک به سوراخ ها افزایش می دهد. این افت شدید در تاثیر به دریچه تخلیه جت نسبت داده می شود. بعلاوه سوراخ شکل دار, در توزیع جانبی اصلاح شده جریان ثانویه شرکت دارد بگونه ای که تاثیر خنک سازی فیلم بین سوراخ ها تا حد قابل توجهی بیشتر از تاثیر بدست آمده در سوراخ های سیلندری مستقیم می باشد. تاثیر ارتقا یافته به سرعت کاهش یافته ی جریان تزریق جریان ثانویه نسبت داده می شود که به خاطر سطح تخلیه بزرگتر اتفاق می افتد. این سرعت جریان کمتر باعث می شود که جت به دیواره نزدیکتر بماند به جای اینکه در جریان اصلی نفوذ کند و برای تاثیر فیلم به جای حالت به دست آمده در سرعت های دمش بالا برای شکل هندسی سوراخ مشابه در نظر گرفته می شود. از بحث قبلی معلوم است که استفاده از سوراخ های شکل دار یا ردیف های سوراخ دوبله به منظور حذف دریچه تخلیه, برای کاربردهای سطح مکش دارای مزیت می باشد.
در جایی که ایرفویل توربین با کمک فیلم ها خنک می شود، یک مزیت اضافی در این روند که سوراخ های خنک سازی فیلم می تواند یک سیستم انتقال حرارت همرفتی قدرتمند را بصورت موضعی تشکیل دهد, وجود دارد. از آنجایی که این معمولاً یک دلیل کافی برای هشدار دادن در خصوص تا بین یک ردیف از سوراخ خنک کننده فیلم در یک طرح می باشد, با این وجود روند مفیدی را در زمانی بوجود می آورد که خنک سازی فیلم اضافه می شود. این تاثیر عمدتاً در منطقه لبه هدایت کننده یک ایرفویل مفید می باشد و این وقتی است که پیکربندی دوش راس استفاده می شود. شیب دار کردن شعاعی سوراخ های فیلم, تاثیر خنک سازی همرفتی محلی را با افزایش طول سوراخ ها افزایش میدهد.
بطور خلاصه فاکتورهای اصلی که روی عملکرد خنک سازی فیلم اثر می گذارد, شامل اندازه سوراخ, شکل, فضا گذاری و ایجاد زاویه، تعداد ردیف ها، فضاگذاری ردیفی، جایگاه هماهنگ شده با یک نقطه داغ و شکل هندسی خنک سازی درونی, نسبت دمش, انحنای سطح، گرادیان فشار، نسبت چگالی و سطح نوسان جریان اصلی می باشد. یک ردیف تکی از سوراخ ها حتی برای شکل هندسی بهینه شده سوراخ ها, معمولاً نمی تواند تاثیر خنک سازی کافی را در راستای یک ایرفویل توربین بخاطر واپاشی خاص در تاثیر فیلم بوجود آورد. شکل 13 مثال واپاشی تاثیر فیلم در راستای فشار و سطوح مکش یک ایرفویل واقعی را ارائه می دهد. بطور کلی با توجه به داده های تجربی و تعاریف ارائه شده, تاثیر خنک سازی فیلم تابعی از شکل هندسی تزریق در ایرفویل می باشد که شامل قطر سوراخ (d h)، نسبت فضا گذاری سوراخ ( xn) به قطر (xn /dh) و شیب محوری محور سوراخ در سطح (برای سوراخ های شیب دار شعاعی, زاویه نسبت به حالت عمودی تعریف می شود) به همراه سرعت دمش M و پارامتر رابطه فاصله (x / Ms) می باشد. در این رابطه پارامتر x از مرکز ردیف آخر سوراخ ها اندازه گیری می شود و سرعت جریان جرم خنک ساز Vfدر محاسبه M مبتنی بر میانگین دمش همه سوراخ ها استفاده می شود.
انواع زیادی از شکل های هندسی که مورد مطالعه قرار گرفته اند را می توان در آثار اشکال هندسی یافت که برای ردیف های سوراخ فیلم ارائه شده اند و تاثیراتشان را روی تاثیر فیلم نشان میدهند.
اکثر داده های طراحی برای سوراخ های دایره ای شکل است گرچه با توجه به تغییر سوراخ های شکل دار داده های بیشتری را می توان برای این شکل هندسی بدست آورد. همانطور که قبلاً ذکر شد. پیکربندی سوراخ شکل دار فیلم برای تاثیر خنک سازی میانگین فیلم بصورت جانبی در منطقه ای بخصوص در جریان کم سوراخ های فیلم صورت می گیرد. الگوی سوراخ خنک سازی یک پارامتر مهم در خنک سازی فیلم است. بطور کلی, کاهش زاویه تزریق فیلم, تاثیر فیلم را افزایش میدهد بخصوص زمانی که اجرا به وضعیت دریچه تخلیه نزدیک باشد. زاویه های مرکب در برخی کاربردها استفاده می شوند بخصوص در جایی که پوشش بهتر دهانه فیلم با فضا گذاری سوراخ بزرگ فیلم مورد نیاز باشد. کاهش فضاگذاری سوراخ تاثیر فیلم را افزایش می دهد و همچنین آن را یکنواخت تر می کند. برای وضعیت های عملی, توصیه می شود که زاویه های تزریق فیلم را می توان بین در سطح تانژانت ایرفویل موضعی طراحی کرد. با این وجود این قانون برای روش سوراخهای لبه راس هدایت کننده به کار نمی رود که در آن زاویه با الزام شکل هندسی, بزرگتر می شود. بطورکلی در جایی که ممکن باشد، فضا گذاری سوراخ باید در نسبتی بین 3 تا 4 برابر قطر سوراخ به منظور ایجاد یک فیلم مناسب ذکر شود. ظاهراً باید فاکتورهای دیگری وجود داشته باشد که فضا گذاری سوراخ فیلم را کنترل خواهد کرد مثل الزام به حداقل رساندن جریان ها که در آن نسبت بالای فشار سوراخ فیلم وجود دارد. تعداد بزرگتری از ردیف های سوراخ فیلم به اندازه های سوراخ کوچکتر برای یک تعداد خنک سازی مورد نیاز می باشد و بخاطر افزایش مشکل بلوکه شدن سوراخ عملی نمی باشد.
نسبت دمش
در خنک سازی فیلم، این تاثیر را می توان عمدتاً بعنوان تابعی از نسبت دمش به همان ترتیبی که در بالا تعریف شد یا نسبت شار جرم ارتباط داد. افزایش نسبت دمش M تا حد خاصی تاثیر خنک سازی را افزایش میدهد. افزایش بیشتر در نسبت دمش فراتر از این حد تاثیر خنک سازی فیلم را به خاطر دریچه تخلیه در جریان اصلی کاهش میدهد. تاثیر تخلیه عمدتاً در نزدیکی سوراخ دارای بیشترین تاثیر و در فاصله دورتر از جریان اصلی ضعیفتر می باشد مقدار محدود کننده نسبت دمش در نسبت تراکم خنک ساز بین 0.4 و 0.6 برای زاویه تزریق می باشد. تحقیقات جاری روی تاثیرات نسبت چگالی, نوسان جریان آزاد, ناپایداری و ناهمواری سطح, نشان میدهد که این فاکتورها دارای تمایلی برای محدودتر کردن نسبت دمش می باشند. این تفاوت بین سطوح مقعر و محدب وجود دارد و مقدار محدود کننده برای سطح مقعر بزرگتر می شود.
کار تجربی اخیر روی خنک سازی فیلم عمدتاً با هوای تزریق حرارت دهی شده انجام می شود و باعث بروز نسبت چگالی برابر یا کمتر از مقدار واحد می شود. در موتورهای واقعی, نسبت چگالی بزرگتر از 8 را می باشد و این بخاطر نسبت دمای بزرگ بین جریان گاز و هوای خنک سازی می باشد.
نسبت چگالی جریان اصلی به خنک ساز یک فاکتور مهم است. وقتی نسبت تراکم افزایش می یابد، تاثیر خنک سازی فیلم نیز افزایش می یابد. عوامل فیزیکی فرایند بگونه ای است که انتقال حرارت تحت فیلم با افزایش نسبت تراکم برای همان نسبت دمایی خنک ساز به گاز کاهش می یابد.
انحنای سطح
انحنا نقش بسیار مهمی را در بدست آوردن تاثیرات خنک سازی فیلم کسب شده ایفا می کند. برای سرعت دمش مشابه (0.5 = M) تاثیر بخش مکش بالاتر از این روند، برای یک صفحه تخت همتراز تا 100% نیز می باشد. در بخش فشار تاثیر خنک سازی تا 50% کاهش می یابد. این تاثیر برای کلیه نسبت های تراکم گاز به خنک ساز آشکار می باشد. تاثیرات انحنای مشاهده شده روی تاثیر خنک سازی فیلم به توازن نیروهای استخراج شده در سیال تزریق شده جت با فشار استاتیک و نیروی گریز از مرکز در راستای مسیر تزریق شده جت نسبت داده می شود. این نیروها برای جت های دارای مومنتوم کم برای عملکرد در تزریق جت در راستایی نشان داده شده اند که جت را به طرف سطح در بخش جانبی و دور از سطح بخش فشار حرکت می دهد. برای جت های دارای مومنتوم بالا, عکس این موضوع اتفاق می افتد. از اینرو برای جت های دارای مومنتوم کم, روند کلی برای تاثیر خنک سازی فیلم در بخش کم فشار بوده و در بخش مکش نسبت به صفحه تخت بالاست. این روند برای جت های دارای مومنتوم بالا, برعکس است.
داده های سطح مکش ویژگی محدود کننده ای را که بخاطر دریچه تخلیه بوجود آمده و در داده های صفحه تخت ایجاد شده است، افزایش میدهد. ظاهراً برای طراح خنک سازی توربین داشتن پایگاه اطلاعاتی کافی یا روشهای عددی کالبیره کردن که بتواند تاثیر خنک سازی فیلم در طول فرایند طراحی را ارزیابی کند الزامی است.
گرادیان فشار
داده های بسیار کمی برای تعریف تاثیر گرادیان فشار روی عملکرد خنک سازی فیلم وجود دارد. تاثیر آن عمدتاً با انحنای سطح زمانی که ایرفویل تحت شرایط جریان اصلی شبیه سازی شده آزمایش می شود, ترکیب می شود. در این وضعیت تفکیک دو تاثیر که دارای رابطه درونی هستند، ممکن نمی باشد. با این وجود, اینگونه درک شده است که هر دو گرادیان های فشار جریان اصلی معکوس (کاهنده) و مطلوب (افزاینده) می تواند, باعث یک تخریب جزئی تاثیر خنک سازی فیلم در مقایسه با این ویژگی برای جریان گرادیان فشار جریان اصلی صفر (سرعت جریان ثابت) شود.

آشفتگی جریان اصلی
تحقیقات اولیه روی خنک سازی فیلم همگی تحت شرایط آشفتگی جریان آزاد انجام گرفته است در توربین گازی واقعی، ایرفویل آشفتگی تولید شده توسط محفظه احتراق و نیز تاثیر ناپیوستگی تولید شده توسط لبه های گردابی ایرفویل با جریان بالا را تجربه می کند. این تاثیرات توجه بیشتری را در سالهای اخیر، به خود معطوف داشته است و علت آن این بوده است که نتایج به دست آمده که تحت شرایط آشفتگی کم به دست آمدند می تواند به پیش بینی مهم درباره تاثیر خنک سازی فیلم منتهی شود. آشفتگی جریان آزاد و روند ناپیوسته می تواند به حفاظت فیلم در یک سطح آسیب وارد کند چون مخلوط سازی بیشتر جریان خنک ساز تزریق شده با جریان اصلی، باعث تاثیر خنک سازی فیلم کاهش یافته می شود. بعلاوه، آشفتگی جریان آزاد و روند ناپیوسته می تواند ضرایب انتقال حرارت را افزایش دهد و باعث افزایش بیشتر در انتقال حرارت به سطح شود. داده های تجربی نشان می دهد که آشفتگی جریان اصلی افزایش یافته تاثیر فیلم را کاهش می دهد که این اغلب به نسبت دمش بستگی دارد. نسبت دمش بهینه برای سطوح آشفتگی بالا در دامنه گزارش شده برای سطح کم آشفته بیشتر و وسیع تر می باشد. داده ها نشان می دهد که تاثیر فیلم برای نسبت دمش کم در منطقه نزدیک به تزریق با افزایش آشفتگی جریان اصلی تا حد قابل توجهی کاهش می یابد. این تاثیر در نسبت های دمش بالاتر کاهش می یابد. در جریان نزولی از تزریق، تاثیر فیلم با افزایش آشفتگی برای همه نسبت های دمش مطالعه شده کاهش می یابد.
یک بررسی بسیار مهم در موقع برای خنک سازی فیلم از یک ایرفویل تضمین این مطلب است که یک حاشیه کافی بین فشار درونی تغذیه کننده هوای خنک سازی فیلم و فشار استاتیک موضعی بیرونی در نقطه تزریق فیلم وجود دارد. این به معنی اجتناب از احتمال ورود گاز داغ به ایرفویل می باشد. مقداری که با آن فشار منبع هوای فیلم از فشار خروج فراتر می رود, معمولاً تحت عنوان حاشیه جریان پشتی تعریف می شود.
در میان دیگر تاثیرات مهم خنک سازی فیلم که طراح باید در نظر داشته باشد افت های حرکتی مرتب با مخلوط کردن خنک ساز با جریان اصلی و تاثیر آن روی عملکرد آیرودینامیکی توربین وجود دارد. با در نظر گرفتن پیچیدگی کنش متقابل خنک سازی فیلم با جریان اصلی و تعداد بیشتر فاکتورهای که روی تاثیر خنک سازی فیلم اثر می گذارند معتبر سازی داده های طراحی خنک سازی فیلم ایرفویل در آبشارهای توصیه می شود که در آنها شکل هندسی، عدد رینولد، عدد Mach، تراکم جریان اصلی به خنک ساز و نسبت های دما و آشفتگی جریان اصلی همگی برای بازنمایی شرایط طراحی موتور، شبیه سازی می شوند. آثار موجود را می توان برای دستورالعمل در این آزمونها استفاده کرد.
شیارهای خنک سازی فیلم
شیارهای بخش فشار لبه گردابی اغلب جایگزین تزریق لبه گردابی متعارف می شوند یا متداولترین نوع کاربرد شیارها می باشند. آنها اصلاحاتی در تاثیر آیرودینامیک توربین را با ممکن ساختن کاهش ضخامت لبه گردابی فراهم می آورند. حتی یک افزایش در جریان خنک سازی برای شیارهای بخش فشار جهت دستیابی به دمای فشار مشابه مورد نیاز می باشد و کاهش در ضخامت لبه گردابی یک اصلاح در عملکرد شبکه ایجاد می کند. با این پیکربندی, دمای منطقه گردابی به ضریب انتقال حرارت و تاثیر فیلم در منطقه جریان نزولی خروج شیار بستگی دارد.
مقدار قابل توجهی از کار تجربی خنک سازی اولیه فیلم با استفاده از پیکربندی های شیار دو بعدی انجام گرفت. تعدادی از این تحقیقات به تفصیل به همراه یک توسعه جامع از تحلیل های نظری در رابطه با موضوع خنک سازی فیلم دوباره بررسی شده اند. اکثر عبارات تجربی برای تاثیر خنک سازی فیلم شیاری با استفاده از الگوهای سینک حرارتی برای جریان غیرقابل کمپرس سازی دوبعدی درتزریق خنک سازی فیلم توسعه یافته اند. چندین مورد به تفصیل در (46) بحث می شوند. معادله بهبود یافته توسط این اثر به صورت زیر می باشد:

که در آن بوده و عدد رینولدز شیار می باشد.
رابطه بالا به عنوان یک رابطه خنک سازی شیار تعمیم یافته توصیه می شود.
تجمع فیلم
برای اکثر طرح های خنک سازی ایرفویل توربین دما بالا، نمودارهای خنک سازی فیلم در لبه هدایت کننده و نیز در نسخه سطوح مکش و فشار به کار برده می شود. علت این است که فیلم خنک کننده باید به صورت دوره ای با فرسایش فیلم و مخلوط شدن با جریان گاز داغ که دمای دیواره بی دررو را از دمای جریان گاز بالاتر می برد، تجدید شود. در این وضعیت، که در آن دو یا چند ردیف فیلم در یک سطح ایرفویل قرار می گیرند توانایی در ارزیابی تاثیرات مشترک این فیلم ها الزامی است. معادله زیر برای تاثیر کلی خنک سازی فیلم برای استفاده در جایی که تاثیر اضافی خنک سازی فیلم وجود دارد توصیه می شود.

که در آن n تعداد ردیف های فیلم است.
این الگوی ساده مبتنی بر این فرضیه است که تاثیر فیلم جمع شده بخاطر ردیف های چند گانه سوراخ را می توان از داده ها یا روابط برای یک ردیف تکی از سوراخ ارائه داد. این از این مفهوم اشتقاق یافته است که دمای گاز استفاده شده برای تعیین تاثیر فیلم از یک جایگاه تزریق باید دمای فیلم بی دررو باشد که بخاطر همه جریانهای صعودی تزریق ها در آن جایگاه بوجود آمده است. مقایسه صنعتی این روش با داده های ردیفی چندگانه، بطور کلی توافق خوبی را نشان داده است. معادله تعیین جایگاه فیلم بعداً برای ردیف چندگانه سوراخ های تزریق در یک مقطع مکش ایرفویل مورد مطالعه قرارخواهد گرفت. یک توافق فوق العاده بین تاثیر کلی خنک سازی فیلم پیش بینی شده و ارزیابی شده در تعدادی از تحقیقات به دست آمد. باید خاطر نشان شود که معادله بالا فرض می شود که یک دمای تزریق فیلم ثابت برای هر ردیف از سوراخ ها وجود دارد در برخی موارد این فرضیه قابل قبول است. با این وجود اگر یک تغییر و گوناگونی قابل توجهی در دمای تزریق فیلم از یک ردیف تا ردیف دیگر وجود داشته باشد، معادله برای تاثیر فیلم کلی باید تغییر داده شود.
تاثیر تزریق هوای خنک سازی فیلم روی انتقال حرارت سطح
کاربرد خنک سازی فیلم برای طراحی یک ایرفویل به پیش بینی دقیق تاثیر خنک سازی فیلم و ضریب انتقال حرارت تحت فیلم بستگی دارد. اکثریت طرح های خنک سازی فیلم مبتنی بر این فرضیه هستند که انتقال حرارت به یک سطح خنک شده فیلم را می توان به شکل کافی با استفاده از ضریب انتقال حرارت سطح بدون تزریق در تماس با تفاوت دمای دیواره بی دررو و دمای دیواره واقعی بطور تقریبی معین کرد. این تقریب برای تزریق شیار در سرعت های دمش پایین خوب می باشد. برای سرعت های دمش بالاتر (M>1.0) و برای تزریق ردیفی سوراخ، تحقیقات نشان می دهد که ضریب انتقال حرارت بیشتر از حالت بدونه تزریق است بخصوص در منطقه نزدیک به نقطه تزریق. ضریب انتقال حرارت تحت فیلم تزریق شده، مثل تاثیر فیلم بوده و تابعی از تعداد بیشتری از فاکتورها نسبت به سرعت دمش می باشد. اینها شامل شکل هندسی گرادیان فشار، نسبت تراکم، آشفتگی و غیره می باشد.

موضوعات خنک سازی دیواره نهایی
اکسایش یا خوردگی دمای داغ بالای دیواره نهایی بعنوان یکی از فاکتورهایی شناخته شده است که عمر بخش داغ توربین را محدود می کند. بی نظمی های سطح که از این اکسایش حاصل می شوند، باعث افزایش انتقال حرارت محلی و افت ماده شتاب یافته به خاطر اکسایش می شود. پدیده جریان ثانویه پیچیده و ضرایب انتقال حرارت گرمای محلی بالا در نزدیکی دیواره های نهایی فاکتورهای اصلی در آسیب ناشی از اکسایش در نظر گرفته می شوند. خنک سازی موثر این مناطق قطعاً برای توربین های گازی پیشرفته مورد نیاز است.
تحقیقات زیاد در ارتباط با انتقال حرارت در مناطق دیواره نهایی پره در آثار گزارش شده است. شارها نتایج محاسبه لایه مرزی 3D با نتایج تجربی در نزدیکی نوک و انتهای دیواره های نهایی را برای پره دوربین با نسبت نمود کم را مقایسه می کند. توافق خوب با ارزیابی ها در دیوارهای نهایی نزدیک سطح مکش و در پیچ میان مشخص شده است ولی آنها نمی توانند مقادیر انتقال حرارت در نزدیک سطح فشار را برای هر دو مورد پیش بینی نمایند. آیرودینامیک های دیواره نهایی و انتقال حرارت با جریان های ثانویه مشخص می شوند. پدیده دینامیک سیال در شکل 14 به تصویر کشیده شده است. بازنمایی جریان نشان می دهد که لایه مرزی درونی به سمت بخش مکش گذرگاه بخاطر گرادیان فشار پره به پره کشیده می شود. وقتی لایه مرزی دیواره نهایی به طرف بخش مکش کشیده می شود, یک لایه مرزی جدید با جریان کم از خط تفکیک تشکیل می شود و این باعث بروز یک منطقه انتقال حرارت بالا می شود. چندین تحقیق این پدیده را در آبشارهای خطی نشان می دهد.
شکل 15 پیکر بندی خنک سازی فیلم را نشان می دهد که به وسیله Harasgam و Burton به کار برده شده است سوراخ های خنک سازی فیلم در راستای یک خط ایزوماخ محاسبه شده (سرعت دمش) به منظور رسیدن به یک نسبت شار مومنتوم یکنواخت در عرض پایه کل قرار داشت. یک کاهش شدید در تاثیر از بخش مکش به بخش فشار و نیز افت تاثیر جریان مورد انتظار وجود دارد. تاثیر بخش جانبی نوعاً کمتر از تعداد بخش مکش تا 20% برای های کم یا 75% برای x/d بزرگ می باشد. این از حرکت یا خزش فیلم به طرف بخش مکش بدست می آید.

در مورد پره های توربین, انتقال حرارت دیواره نهایی نیز تا حد زیادی به گرادیان فشار دهانه بستگی دارد. داده های مربوط به انتقال حرارت برای دیوارهای نهایی بیرونی و درونی در آبشارهای حلقوی در وضعیت بازنمایی موتور متفاوت نشان داده شده است. همچنین این نتیجه بدست می آید که انتقال حرارت به عدد Mach و عدد رینولدز کاربردی بستگی دارد. تفاوتهای مشاهده شده با تغییرات در توزیع فشار دهانه, شرایط لایه مرزی درونی و بارگذاری تیغه به تیغه توربین ارتباط دارد. این نتیجه گیری بدست آمد که نتایج داده های انتقال حرارت آبشار حلقوی نماینده خوبی از یک موتور واقعی بوده و بعنوان مبنای طرح خنک سازی می توان آن را به کاربرد. در اعداد رینولدز بالاتر, یک منطقه انتقال حرارت در لبه گردابی در راستای دیواره نهایی جریان بالا می یابد و در میان راه بین بخش فشار و مکش متمرکز می شود برای دیواره نهایی بیرونی, انتقال حرارت بالا معمولاً در نزدیکی بخش فشار نزدیکتر به لبه گردابی یافت می شود. در Re کم, منطقه انتقال حرارت بالا, به سمت لبه گردابی در نزدیکی بخش فشار حرکت می کند. تاثیر عددMach دارای اهمیت بسیار کمتری نسبت به عدد رینولدز می باشد.
دو تکنیک خنک سازی برای دیوارهای انتهایی نازل استفاده شده است: خنک سازی همرفتی بخش پشتی و خنک سازی فیلم. افت های فشار قابل توجه با خنک سازی بخش پشتی ارتباط داشته و معمولاً شامل ترکیب آن با خنک سازی فیلم در جایگاه های جریان بالا در نزدیکی به دیواره نهایی هدایت کننده نمی شود.
این نیازمند تخلیه هوای خنک سازی مصرفی شده و باعث بروز مشکلات عملکردی می گردد. یک تاثیر منفی مشابه نیز زمانی مشاهده می شود که به خنک سازی فیلم در دیواره نهایی در کنار گلوگاه نازل مطرح می گردد.
تعیین جایگاه جریان بالای جت های خنک سازی فیلم از لبه هدایت کننده موثرترین موضوع برای عملکرد مرحله کلی می باشد. با این وجود، این دستاورد غلبه بر چالش های خاص القا شده توسط جریان های ثانویه می باشد در طول چند سال گذشته تعدادی از تحقیقات تجربی و عددی این دستاورد را با هدف خنک سازی فیلم دیواره های نهایی نازل عمدتاً روی فیلم جت های جریان بالا تکیه می کند. برخی از داده های چاپ شده توسط Friedrichs و Simon به وضوح نشان میدهد که جت های فیلم جابجا شده به شکل صحیح که با نسبت دمش بهینه تخلیه شده اند می تواند خنک سازی دیواره نهایی موثر را در سراسر گلوگاه نازل بدون خزش دمای فیلم به طرف بخش مکش ایجاد نماید. گرچه این مستلزم مقدار خاصی از جریان فیلم می باشد, ارتقا یا اصلاح عملکرد کلی مرحله را می توان با سرکوب جریان ثانویه و افت های عملکردی مرتبط بدست آورد. توزیع خنک ساز تا حد زیادی تحت تاثیر نسبت شار مومنتوم می باشد. در شار مومنتوم کمتر, مهاجرت قوی به سمت بخش مکش ناشی از عرض جریان وجود دارد. وقتی نسبت شار مومنتوم افزایش می یابد, خنک سازی بخش فشار بهتری وجود دارد چون برخی خنک سازها در سطح فشار جمع می شوند. با مقایسه یک تزریق شیار تکی با یک مورد تزریق شیار دوبله این موضوع مشاهده شد که یکنواختی توزیع های خنک ساز در عرض لبه هدایت کننده برای مورد تزریق شیار تکی بخاطر نسبت شار مومنتوم بالاتر بهتر می باشد. مقایسه مستقیم تزریق شیار دوبله و تکی برای نسبت شار مومنتوم مشابه نشان میدهد که توزیع های تاثیر خنک ساز برای هر دو مورد دارای شکل مشابه و بزرگی متفاوت می باشد و این مقدار بیشتری را برای تزریق شیار دوبله بخاطر سرعت جریان جرم خنک ساز بزرگتر ارائه می کند. فاکتورهای فهم دیگری که روی جریان ثانویه و تاثیر فیلم اثر می گذار، شکل و درجه تبدیل معکوس دیواره نهایی است تکنیک های پیش بینی عددی در طرح بهینه سازی فیلم خنک سازی شده دیواره نهایی بسیار مفید می باشد.
خنک سازی تیغه توربین
علاوه بر بارهای آیرودینامیکی و حرارتی بالای تیغه های توربین در تنش های درونی بسیار بالا کار می کنند. عمر خزش و پارگی ماده تیغه در دماهای خاص اغلب عمر کل موتور را تعریف می کند. بحرانی شدن نقص یک تیغه سطح توجه به طرح خنک سازی تیغه را تعریف می کند که برای حمایت از دماهای درونی رتور توربین که بطور ثابت در حال افزایش است الزامی می باشد. مثل پره های نازل , شکل یک تیغه توربین که برای عملکرد ایرودینامیکی بهتر مورد نیاز است, اغلب باید از یک نقطه نظر طراحی خنک سازی قابل قبول باشد. محدودیت های مرتبط با خنک سازی تیغه های مدرن که تا حد زیادی بار گذاری شده و دارای یک زاویه برگشت جریان اصلی بالا می باشند، به توزیع ضرایب انتقال حرارت بیرونی نیاز دارد و باعث بروز قطر بزرگتری از لبه هدایت کننده شده و از نظر توزیع سرعت جریان و شکل ایرفویل و حتی تغییرات مربوط به عدد و اندازه ایرفویل ها تغییر می کند. شکل 16 تحول این تغییرات از یک تیغه اولیه را با یک نمودار خنک سازی شاره به یک سیستم خنک سازی درونی پیشرفته تر با یک خنک سازی فیلم جزئی و در نهایت به یک خنک سازی کامل پوششی فیلم مدرن به تصویر می کشد که تاثیر خنک سازی تعریق را بدست می آورد.
آیرو دینامیک های خنک سازی درونی تیغه رتور و جریان های گاز بیرونی از این عوامل در پره نازل ها بخاطر وجود نیروهای گردشی، وضعیت ناپایدار از نازل های جریان صعودی متفاوت بوده و تاثیرات 3D بیشتری را در راستای سطح تیغه بخصوص در بخش فشار و نوک تیغه نشان میدهد. تکنیک های خنک سازی تیغه اغلب با روشهای خنک سازی تیغه نازل فرق دارند. مشکلات عملکردی بیشتر که با خنک سازی تیغه ارتباط دارد با جریان خنک سازی بالای نازل مقایسه می شود و محدودیت قابل توجهی را در سهم جریان خنک سازی تیغه القا می نماید. بخاطر دوران تیغه, دمای گاز جریان اصلی در راستای تانژانتی بطور میانگین محاسبه می شود و بنابراین تیغه را تنها در معرض تغییرات دمایی محفظه احتراق قرار میدهد. بهمین دلیل تیغه ها تحت پروفایل شعاعی مشابهی عمل می کنند که حد اوج ، کمتر از این مقدار در تیغه ها می باشد. بخاطر دوران، تنها سرعت جریان اصلی نسبی روی کلی دمای نسبی گاز Trel اثر می گذارد که توسط تیغه مشاهده می شود. تفاوت بین TRIT و Trel متناسب با می باشد.

تاثیرات سه بعدی ودورانی روی انتقال حرارت تیغه
نیروهای دورانی
نیروهای القا شده دوران بدنه دو تاثیر را بوجود می آورند که باید برای تاثیر آنها روی انتقال حرارت در گذرگاههای خنک ساز تیغه های توربین در نظر گرفته شود. اینها شامل تاثیرات مرزی یا همرفتی و تاثیر Coriolis می باشد. یک شاخص از اینکه آیا این تاثیرات مهم هستند یا خیر (از بزرگی پارامترهای مناسب بدون بعد اشتقاق یافته) , از مقایسه بزرگی های نیروی القا شده دورانی بدنه و نیروی اینرسی جریانهای خنک ساز گذرگاه بدست می آید. در مطالعات تجربی، متداول است که جریان سیال در یک تیغه دورانی را با یک عدد رانش (نسبت نیروهای اینرسی به گریز از مرکز)، یک پارامتر دورانی (نسبت Coriolis به نیرو های اینرسی) و عدد رینولدز معین می شود. حالت عکس پارامتر دورانی Ro، عدد رانش (نسبت اینرسی به نیروهای Coriolis) می باشد. این پارامترها را می توان به چندین روش شرح داد, ولی اغلب به شکل زیر بیان می شود که در آنw= سرعت زاویه ای، b= ارتفاع عبور وU = سرعت میانگین جریان سیال در گذرگاه می باشد.
تاثیرات رانش زمانی مهم می شود که بزرگی عدد رانش دارای ترتیب واحد یا بزرگتر می باشد. بطورکلی, تاثیرات رانش در کاربرد گذرگاه خنک ساز تیغه توربین فشار بالا, کم یا جزئی می باشد. تاثیرات تحقیقات مربوط به تاثیرات نیروی Coriolis روی جریان در گذرگاههای شعاعی دورانی نشان میدهد که حتی در مقادیر نسبتاً کم عدد دوران تاثیرات قابل توجه روی برش دیواره و آشفتگی ساختار جریان اتفاق می افتد. نیروهای Coriolis در گذرگاههای جریان شعاعی باعث گرادیان های فشار معکوس در عرض کانال شده وباعث افزایش جریان های ثانویه می شود.
اکثر ارزیابی های انتقال حرارت در حال دوران در آثاری گزارش شده است که در لوله های سیلندری بدست آمده و به معیارهای ضریب انتقال حرارت میانگین محدود می شود. در کاربردهای تیغه توربین بخاطر تنوعات شار حرارتی بالا, محاسبات مبتنی بر ضرایب انتقال حرارت میانگین نمی تواند کافی باشد بخصوص وقتی که این تنوعات زیاد باشد.
یک عدد دوران 0.05= Ro در کاربردهای عبور خنک سازی تیغه توربین متعارف می باشد. براین مبنا می توان انتظار داشت که تاثیرات Coriolis قابل توجه را می توان در گذرگاههای خنک ساز تیغه توربین تقویت کرد و این محاسبات مبتنی بر ضرایب انتقال حرارت میانگین می باشد که به خطاهای قابل توجه منتهی می شود. در طول دهه گذشته تعدادی از تحقیقات انتقال حرارت برای عددهای Ro واقعی در کانال های دوران با شبیه سازی کانال های خنک سازی تیغه توربین انجام شده است. همانطور که می توان انتظار داشت یک افزایش قابل توجه انتقال حرارت در نزدیکی دیوار بخش فشار و کاهش انتقال حرارت در مجاورت مکش در نتیجه نیروهای Coriolis مشاهده شده است.

تاثیرات سه بعدی
ویژگی جریان سه بعدی در یک گذرگاه توربین در یک محیط آبشاری به خوبی درک شده و توافق خوبی در میان محققان در خصوص ساختارهای جریان اصلی وجود دارد. ارزیابی های تجربی جاری نشان میدهد که بهره های بازده موضعی از بهبود نوک بخش فشاری می تواند حائز اهمیت باشد. تعدادی از تحقیقات نشان داده اند که جریان ثانویه قابل توجهی وجود دارد که به سمت منطقه راس بخصوص بین لبه هدایت کننده و در حدود 30% کورد محوری هدایت می شود این موضوع توسط Dring و Joslyn بعنوان یک حالت گردابی نسبی که سیال را به ظرف نوک تیغه هدایت می کند شرح داده می شود این یک پدیده فیزیکی ساده است که در آن چرخش جریان ثانویه بصورت موضعی جریان اصلی را محدود می کند چون در این منطقه از تیغه عددهای Mach محوری کاملاً کم هستند (0.3 >). جریان ثانویه می تواند باعث انتقال حرارت اندکی بیشتر بخاطر اریبی شدن جریان نزدیک دیواره شود.
یکی از تاثیرات مهم جریان رتور توزیع مجدد پروفایل دمای شعاعی درونی در راستای گذرگاه تیغه می باشد. همچنین یک تاثیر حلقوی ناپیوسته وجود دارد که توسط سوزاننده محفظه احتراق تولید می شود. مشخص شده است که جریان ثانویه, در گذرگاه را می توان بخاطر توزیع دما ارتقا داد. وقتی تیغه روتور از میان یک جریان داغ محفظه احتراق عبور می کند, جریان در گذرگاه تیغه پر چگال می شود و تغییراتی در چرخش ثانویه مضاعف اتفاق می افتد. توزیعات عدد Mach مربوطه باعث سرعت جریان های بالا در منطقه تیزی شکاف می شود که تنش برش بالا و انتقال حرارت بالا در شکاف نوک را بوجود می آورد. وقتی گاز داغ به لبه گردابی تیغه می رسد, به بخش مکش مهاجرت کرده و در میان شکاف نوک نفوذ می کند.
پروفایل دمای گاز شعاعی
بخاطر توزیع نیروهای گریز از مرکز در راستای ارتفاع تیغه در حداکثر مقدار آن در بخش ریشه و حداقل در نوک, یک کاهش در دمای گاز به طرف سکوی تیغه برای رسیدن به عمر پارگی – خزش یکنواخت از طریق ارتفاع تیغه الزامی می باشد. بعلاوه ویژگی های ماده تیغه معمولا به دمای بالاتر فلز نسبت به ساختارهای دیواره نهایی اطراف, امکان بیشتری میدهد: دیسک توربین در زیر سکو و مولفه های استاتور که جریان آزاد شعاعی را بوجود می آورند باید به طرف دیواره های نهایی دارای دماهای اوج و بین 50% و 70% ارتفاع تیغه حرکت کنند. این پروفایل دمای شعاعی باید در محفظه احتراق تشکیل شده و شامل تاثیرات هوای خنک سازی می باشد که جریان صعودی تیغه گاز اصلی را بعد از خنک سازی دیواره های نهایی نازل, تیغه ها و دیسک به سمت رویه ها, وارد می کند. هوای خنک تخلیه شده از لبه های گردابی تیغه معمولاً شامل مخلوط محیطی غیر یکنواخت نبوده و معمولاً به سمت نوک یک تیغه در بخش مکش کشیده می شود. ارزیابی های واقعی در موتورها و پیش بینی های تحلیل نشان میدهد که پروفایل دمای شعاعی ورودی در راستای مسیر گاز معمولاً بیشتر به طرف شعاع خروجی هدایت شده و چالش های مضاعفی را برای خنک سازی بخش های نوک تیغه ها به طرف لبه های گردابی بوجود می آورد.
تاثیرات ناپیوستگی
کنش متقابل ناپیوسته بین استاتور و روتور دارای تاثیر قابل توجهی روی انتقال حرارت دارد. ارزیابی های انتقال حرارت برای یک مرحله روتور توربین کامل اولین بار توسط Dunn گزارش شد. مطالعه آنها نشان داد که عوامل مربوط به پره های جریان بالا باعث افزایش متوسط در انتقال حرارت در سطوح تیغه روتور می شود. بیشترین افزایش در انتقال حرارت را می توان در نزدیکی لبه هدایت کننده و در اطراف بخش سطح مکش مشاهده کرد. همچنین جریان کم در سطح مکش به سرعت باعث زوال افزایش انتقال حرارت می شود. در سطح فشار، افزایش انتقال حرارت شامل همه مسیرهای پشتی به لبه گردابی می شود، گرچه افزایش نزدیک منطقه هدایت کننده تا 20% کورد محوری، مثل ازدیاد این ویژگی در سطح مکش نمی باشد.
ارزیابی های انتقال حرارت و آیرودینامیکی دیگر در یک توربین در حال چرخش توسط Hodson ایجاد شد و نشان داد که لایه مرزی تیغه روتور در معرض تحول از سوی جریان خطی به جریان آشفته در حین عبور جریان بالای تیغه ها از میان گذرگاه تیغه روتور قرار می گیرد. این باعث بروز تنش برش افزایش یافته و افت آیرودینامیکی می شود. تنش برش افزایش یافته نیز انتقال حرارت را افزایش میدهد.
تعدادی از تحقیقات نشان داده اند که یک افزایش متوسط در انتقال حرارت در بخش های مکش و فشار یک تیغه وجود دارد. ارزیابی هایی که در سطح دارای آشفتگی کم (4%) انجام شده اند نشان دادند که شبکه شبیه سازی آشفتگی در حال حرکت, شیارهایی را بوجود می آورد و باعث بروز انتقال حرارت افزایش یافته می شود. معمولاً افزایش در بخش فشار بیشتر از این ویژگی در بخش مکش می باشد.
در یک آزمایشDullenkoph نیز تاثیرات مشابهی را روی انتقال حرارت دارای میزان میانگین برای شیارهای جریان صعودی در آبشار تیغه روتور نشان داد. افزایش قوی در انتقال حرارت توسط Johnson برای مورد موج های شوک از پره های دارای جریان بالا در سطح تیغه روتور نشان داده شده اند. این پدیده اخیراً توسط Abhari و Rao با استفاده از الگوهای عددی جامع تجزیه و تحلیل شده است.

تکنیک های خنک سازی درونی تیغه
بخاطر بار حرارتی بالای ترکیب شده با نیروهای دینامیک و درونی, تیغه توربین مهمترین مولفه برای دوام موتور می باشد. به منظور رسیدن دمای فلز به ظرفیت هایی در حدود توسط ویژگی های عمر پارگی – خزش به آلیاژهای تیغه پیشرفته مورد نیاز می باشد و تکنیک های خنک سازی تیغه بسیار موثر برای دوام دراز مدت اجتناب ناپذیر می باشد. برای صحه گذاشتن روی دماهای فلز در TRIT، از of2200 و دماهای تخلیه کمپرسور of 840، پارامتر تاثیر خنک سازی که در زیر شرح داده می شود تقریباً0.5می باشد.

حتی برای طرح های خنک سازی پیشرفته که در آن خنک سازی فیلم به کار می رود, استفاده موثر از هوا توسط خنک سازی همرفتی درونی, قبل از خروج بعنوان یک فیلم, بخش مهمی از طرح کلی تشکیل می شود. تنوعات زیادی در ساختار درونی گذرگاههای خنک سازی تیغه وجود دارد. این تنوعات اغلب شامل شیارها, شیارهای شیب دار, شیارهای ناهموار و غیره می باشد که برای انتقال لایه مرزی درونی به آشفته ساز به منظور افزایش ظرفیت خنک سازی درونی بالاتر از حد معین شده برای لایه مرزی خطی دیواره صاف، طراحی می شود. براساس تجربه موتور، طراح می تواند اغلب انتقال حرارت درونی را با استفاده از روابط جریان لوله استاندارد و افزودن فاکتور تجربه به روابط ارزیابی کرد. با این وجود در مورد تیغه توربین حرارت در حال چرخش, نیروهای رانش و Coriolis که قبلاً تعریف شد شامل چرخش های جریان ثانویه القا شده می باشد که باعث بارهای حرارتی متفاوتی در دیوارهای درونی مختلف می شود و به جهت یابی ویژه آنها بستگی دارد.
ترکیب نیروهای Coriolis، نیروهای رانش و همرفتی اجباری انتقال حرارت درونی را تعیین می کند. در این مورد، عملکرد متداول در میان طراحان استفاده از پایگاههای اطلاعاتی موجود بدست آمده برای ایرفویل های غیر چرخشی و سپس معرفی فاکتورهای افزایش برای وضعیت مطلوب برای جبران از دست رفتن چرخش در پایگاه های اطلاعاتی استفاده می شود. برای 10 تا 8 سال آزمایشات برای تکمیل داده های غیر دورانی موجود و ارائه دیدگاههایی به انتقال حرارت درونی برای تیغه توربین طراحی شده است. این توافق در میان محققان وجود دارد که آزمونهای طراحی شده برای تولید داده های موجود درباره تیغه باید برای نیروهای مناسب Coriolis ، دورانی باشند و آنها باید برای تولید نیروهای رانش مناسب حرارت داده شوند.
برای برخی کاربردها (سیستم های خنک سازی حلقه بسته), گاز خنک ساز (یا مایع) برای گذرگاههای درونی تیغه محدود می ماند و در جریان اصلی تخلیه نمی شود و بنابراین از ایجاد مشکلات عملکردی مرتبط اجتناب می کند. در مورد توربین های تولید نیروی صنعتی بزرگ, روابط خنک سازی گاهی اوقات برای بخار یا آب است. برخی موتورهای رانش توربین گازی از لوله های حرارت فلزات مایع استفاده کرده اند که فاز خنک ساز از جامد به مایع در یک چرخه حلقه بسته را تبدیل می کند.
یکی از مزایای تکنیک لوله حرارت این است که به هوای تخلیه کمپرسور تکیه نمی کند ولی در عوض از فازی استفاده می کند که مایع را بعنوان یک سینک حرارتی مزدوج شده با یک چگال ساز برای زدودن حرارت جذب شده، تبدیل می کند.
گرچه بخش جاری عمدتاً به تیغه ها اختصاص داده شده است ولی بسیاری از ویژگی ها که برای تیغه ها و پره ها مشترک هستند, را می توان یافت.
گذرگاههای درونی هموار
بطور کلی یک تکنیک خنک سازی همرفتی تیغه را می توان به قسمت های زیر تقسیم کرد:
-نمودارهایی که سوراخ های شعاعی مستقیم یا کانال هایی را به کار می گیرند که می تواند برای تشکیل مسیرهای چندگانه, یا مارپیچی, سیستم هایی متصل شوند که در آنها هوا از طریق تیغه/پره قبل از وجود یافتن چندین بار عبور می کند.
-نمودارها شامل انتقال حرارت افزایش یافته با استفاده از تیرک ها, گودال ها, ماتریس ها, میله های ریز با دستگاههای مشابه برای توسعه سطح خنک شده و ارتقا آشفتگی می باشد.
-نمودارهایی که از خنک سازی تاثیری برای بهبود هماهنگی خنک سازی با بارهای حرارتی بیرونی استفاده می کنند.
-نمودارهای خنک سازی مارپیچ می باشد که برای ارتقاء انتقال حرارت ناشی از میدان نیروی گریز از مرکز قوی استفاده می شود که در داخل تیغه بخصوص برای لبه های هدایت کننده القا می شود.
چون سطح خنک سازی همرفتی درونی به منطقه سطح عبور خنک سازی درونی و ضریب انتقال حرارت همرفتی در حال کار در این منطقه بستگی دارد، هر دوی این پارامترها برای یک طرح خنک سازی موثر باید به حداقل رسانده شود. برای همه سیستم های خنک سازی که با دو گروه اول پوشیده شده اند، هماهنگ سازی متعارف سطح جریان دارای پروفایل خنک سازی گذرگاه، یک ابزار موثر از کنترل عدد رینولدز محلی را بوجود می آورد و در نتیجه باعث بروز ضریب انتقال حرارت موضعی می شود. یک ایرفویل خنک شده بصورت همرفتی معمولاً از هوایی استفاده می کند که در ریشه یا در راس ایرفویل ایجاد می شود و سپس در انتهای دیگر ایرفویل یا از طریق لبه هماهنگ ساز تخلیه می شود. خنک سازی درونی طراحی شده به شکل صحیح کاملاً موثر بوده و معمولاً در جایی ترجیح داده می شود که می تواند تاثیر خنک سازی مطلوب را تامین کند.
ساده ترین شکل سیستم خنک سازی درونی استفاده شده در طرح های ایرفویل عمدتاً شامل گذرگاههای شعاعی تخت مداری، بیضی شکل یا بخش عرضی مثلثی می باشد. هماهنگ سازی موضعی ظرفیت خنک سازی در بار حرارتی ایرفویل بیرونی از طریق ترکیبات مناسب سرعت جریان خنک سازی و پروفایل منطقه گذرگاه بدست می آید که روی سرعت جریان هوای خنک سازی اثر می گذارد و از اینرو ضریب انتقال حرارت درونی و منطقه سطح خنک سازی را تحت تاثیر قرار می دهد.
این جریان، در گذرگاههای خنک سازی ایرفویل متداول معمولاً آشفته فرض می شود. برای این شرایط ضریب انتقال حرارت دیواره تخت بهبود یافته بطور کامل با رابطه زیر بدست می آید
Nud =
تیرک ها/فین ها (نوارهای زاویه دار یا طولی)
تیرک ها یا فین ها یک ابزار ساده برای ارتقاء عملکرد انتقال حرارت هستند. عملکرد فین اساساً دوبله می باشد نخست برای افزایش سطح انتقال حرارت درونی, و دوماً برای کاهش سطح جریان خنک ساز بنابراین ضریب انتقال حرارت درونی را افزایش میدهد. گرچه اشکال فین یا تیرک متعددی وجود دارد.
اکثر تیرک های طولی باید در سیستم های خنک سازی توربین گازی پیدا شوند و از بخش مثلثی یا مربعی شکل می گیرند. برای پره و در برخی موارد طرح خنک سازی تیغه, با استفاده از درج فین, طول فین در طول پره جهت یابی شده و موازی با جریان اصلی می باشد. در این کاربرد, درز لوله در مقابل فین ها قرار گرفته است. علاوه بر تاثیر سطح انتقال حرارت توسعه یافته که توسط فین ها فراهم می شود برخی هدر دهی های حرارتی بخاطر رسانایی حرارتی بین فین ها و لوله ایجاد می شود. با این وجود بخاطر عدم قطعیت سطح تماس فلزی، چنین تاثیراتی عمدتاً در تجزیه و تحلیل ها نادیده گرفته می شوند ضریب انتقال حرارت برای گذرگاههای خنک سازی با فین ها در همان شیوه گذرگاههای دیواره ای تخت محاسبه می شوند. با این وجود, ویژگی های انتقال حرارت سطح توسعه یافته فین باید در نظر گرفته شود. ضرایب انتقال حرارت مبتنی بر کل منطقه قرار گرفته در معرض فین و پایه آن بوده و در کل به دمای سطح میانگین بستگی دارد. در الگو سازی حرارتی فین ها, فین ها باید بصورت فیزیکی الگوسازی شوند یا تاثیر فین باید برای آن در نظر گرفته شود.
تاثیر انتقال حرارت یک فین, با یک پارامتر که بازده فین نامیده می شود و بصورت زیر تعریف می شود) انتقال حرارت واقعی از فین) / (انتقال حرارت از فین در صورتی که کل فین در دمای پایه آن باشد).
برای بدست آوردن بازده کل یک سطح با فین ها ، بخش سطح در بازده 100% با سطح پره ها در ترکیب می شود یا که در آن Af و منطقه انتقال حرارت از فین ها و سطح کل می باشد.
وقتی فین ها در یک زاویه در جهت جریان خنک سازی قرار گیرد, بعنوان نوسان ساز عمل کرده و اغلب نوارهای سفر نامیده می شود و علت آن تاثیر در سفر لایه مرزی خنک ساز می باشد. اکثریت طرح های خنک سازی که از آشفته سازها استفاده می کنند نوعاً دارای شکل مستطیل می باشند و دیواره های گذرگاه در جدار سطوح مکش و فشار حاصل آشفته ساز می باشد. این بمنظور به حداقل رساندن حرارت پیش بلوغ با خنک ساز انجام می شود و نیز با هدف به حداقل رساندن گرادیان های حرارتی بین شبکه های عرض ایرفویل و دیواره های بخش مکش و فشار صورت می گیرد. این نوع شکل هندسی باعث کاهش افت فشار اصطکاکی می شود. این نوع شکل هندسی نیز باعث کاهش کسری از افت فشار در مقایسه با کانال کاملاً آشفته می شود. هر گونه تاثیر ورودی کانال خنک سازی باید برای استفاده به همان شیوه روش شناسی برای شکل هندسی کانال هموار، به شمار آورده شود.
متداولترین خنک سازی درونی تیغه کاربرد جریان عرضی تیغه های شیب دار می باشد. تنها تحقیقات کمی آشفته سازهای شیب دار در گذرگاههای خنک سازی دورانی را مورد خطاب قرار داده است. روابط زیر مبتنی بر داده های Han و Park بوده و می توان برای آشفته سازهای شیب دار و ساده پیشنهاد کرد.

برای دیواره های آشفته شده کامل (شکل 17 را نگاه کنید).
که در آن
G= تابع ناهمواری انتقال حرارت
w/t= نسبت عرض کانال به عمق کانال
عدد رینولد ناهمواری Ree=
= زاویه تیغه برخورد که نسبت به جهت جریان تعریف شده.
p/e= نسبت گام نوسان ساز به ارتفاع آن
0.35=m، 0.1=n و برای کانال های مربع, 0=0 , n = m برای کانال های مستطیل

تابع ناهمواری – اصطکاکی
برای Z=0
f=2/{
برای دیواره های آشفته یا هموار مرکب:

که در آن

یک ضریب انتقال حرارت میانگین برای دیواره های هموار و آشفته می باشد.

حدهای قابلیت کاربرد برای این روابط به شرح زیر می باشند:

در تحقیقات بعدی برای بهینه سازی طرح آشفته ساز, دامنه ای از اشکال هندسی آزمایش شده اند: تیرک های پیوسته و مجزا برای ارتقا و هماهنگ سازی انتقال حرارت و افت های فشار استفاده و ارزیابی شدند. یک تحقیق روی ویژگی های اصطکاک و انتقال حرارت یک کانال مربع با تیرک های مجزای زاویه دار برای دو دیواره روبروی هم ناهموار با تیرک های پیوسته , موازی و عرضی پیوسته با زاویه برخورد 60, 45 و 90 و موازی و عرضی با زاویه های 60, 45 و 30 انجام شدند. نتیجه نشان داد که تیرک های مجزای زاویه دار موازی برای تیرک های مجزای و تیرک های پیوسته زاویه دار موازی برتر بوده و برای طرح های عبور خنک سازی درونی پیشنهاد شدند. برای تیرک های مجزای موازی و ، انتقال حرارت دیواره بیشتری وجود داشته و انتقال حرارت دیواره تخت کمتر بوده و افت فشار کانال کمتر از تیرک های کامل موازی می باشد. تیرک های مجزای موازی باعث بروز کمترین افت فشار می شود. انتقال حرارت و افت های فشار در موارد تیرک مجزا و پیوسته دارای زاویه عرضی, همگی کمتر از موارد تیرک زاویه دار موازی و متناسب می باشد. آرایه های عرض تیرک های زاویه دار عدد استانتون و فاکتور اصطکاک برای طرح خنک سازی توربین ارائه می شوند.
کار اخیر توسط Han، تاثیرات تیرک ها با پیکربندی های مختلف و جهت یابی کانال در انتقال حرارت برای یک کانال مستطیل شکل با نسبت عمق به عرض 2:1 را مورد مطالعه قرار دادند.
توزیع ضریب انتقال حرارت محلی در یک چهار چوب دورانی متفاوت از یک چهارچوب ساکن است. الگوهای انتقال حرارت در یک جریان شعاعی و شرایط جریان درونی شعاعی, وابستگی یا جهت یابی متفاوت را نشان میدهد. این عمدتاً بخاطر برگشت نیروی Coriolis می باشد که روی جریان سیال در یک جریان دورانی عمل می کند. نتیجه این تحقیق، یک تاثیر انتقال حرارت مشابه در یک کانال مستطیل شکل دورانی دو گذر که در یک کانال مربع دورانی دو گذر از کار قبلی مشاهده شد, تایید می کند. بطور کلی, سطوح ناهموار تیرک در یک کانال مستطیل تشابه با سطوح هموار با سرعت دوران رو به افزایش را انجام می دهد. با این وجود بزرگی ضریب انتقال حرارت میانگین در کانال مستطیل با دیواره تیرکی بسیار بزرگتر از دیواره های هموار می باشد. تیرک های قرار گرفته در یک زاویه با جهت جریان جرم , افزایش انتقال حرارت بیشتری را القا می کند. تحقیقات مقایسه ای نشان میدهد که یک پیکربندی تیرک موازی در یک پیکربندی عرضی برای موارد دوار و غیر دواری وجود دارد تاثیر جهت یابی کانال روی انتقال حرارت نشان میدهد که یک جهت یابی کانال دارای تاثیر بیشتر روی سطوح هدایت کننده نسبت به یک جهت یابی بخاطر جهت یابی می باشد. تفاوت در نسبت های عدد نوسلت بین سطوح هدایت کننده و هماهنگ ساز در یک کانال هموار در یک جهت یابی کانال نسبت به جهت یابی کانال کمتر است.
Hen عملکرد اصطکاکی و انتقال حرارت یک کانال مربع با تیرک های زاویه دار V شکل, عرضی یا موازی را مورد مطالعه قرار داد. 9 پیکربندی تیرک مورد آزمایش قرار گرفت.
تیرک ، تیرک های موازیو , تیرک عرضی و ، تیرک های V شکل و ، تیرک های A شکل و ، نتایج نشان دادند که تیرک V شکل / بهتر از تیرک موازی / عمل کرده و بهتر از تیرک عرضی / و تیرک A شکل بیشترین افت فشار را ایجاد می نماید. پیکربندی تیرک V شکل / , شکل هندسی پیشنهادی بود.
باید بخاطر نشان شود که برخی از شکل های هندسی تیرک پیشنهاد شده در بالا نمی تواند برای شکل های هندسی گذرگاه خنک سازی خاص بخاطر مشکل بودن ساخت آنها مناسب باشد.

پین فین ها
یک روش عموماً استفاده شده برای افزایش سرعت انتقال حرارت در گذرگاههای خنک سازی ایرفویل معرفی پین فین ها یا پایه ستون ها در عرض گذرگاه جریان می باشد. این به سه روش عمل می کند.
1-موانعی را در مسیر جریان خنک ساز فراهم کرده, سطح نوسان آن را برای افزایش انتقال حرارت افزایش دهید.
2-با افزایش سرعت انتقال حرارت بین دیواره یک گذرگاه خنک سازی و خنک سازی بعنوان سطح توسعه یافته عمل کنید.
3-یک گذرگاه رسانایی بین دو دیواره روبروی هم برای کاهش اختلاف های دما بین این دیواره ها را بوجود آورده و یکپارچگی سازه ای ایرفویل را ارتقا دهید.
کاربردهای پین فین های متداول در طرح های خنک سازی ایرفویل در باریک کردن به طرف گذرگاههای لبه گردابی یافت می شود که در آن پین های دارای ارتفاع کامل یا پایه ستون ها نیز یکپارچگی ساختاری ایرفویل را ارتقا داده و مسیر رسانایی بین فشار و بخش مکش را ایجاد کرده و ارتقا می دهد. بطور کلی پین فین هاموثرتر از نقطه نظر عملکردهای خنک سازی نسبت به آشفته سازها می باشند ولی آنها یک افت فشار بالاتر را فراهم می آورد. در مواردی که در آن افت فشار هوای خنک سازی موجود محدود یا جزئی می باشد، طرح های پین فین ها بسیار چالش پذیرتر می شود و حتی نمی تواند امکان پذیر باشد. پین فین ها عموماً در کاربردهای خنک سازی توربین استفاده می شوند که شکل آرایه های سیلندرهای مدور را به خود می گیرد که در داخل یک گذرگاه خنک سازی ایرفویل توربین احاطه شده است بطوریکه آنها بصورت نرمال در جهت جریان جهت یابی می شوند. دو تنظیم متداول آرایه های درون خطی و یک در میان می باشد.
آنها بطور متداول در کانال های باریک به کاربرده می شوند که در آن قابلیت شکل دهی نوارهای سفر (تیرک ها) مورد سوال می باشد. اکثریت داده ها در خصوص پین فین ها برای شکل هندسی آرایه یک در میان ارائه شده و همه روابط برای این شکل هندسی ارائه شده اند. این عمدتاً شکل هندسی گزینه برای یک طراح می باشد.
انتقال حرارت در مخازن پین فینی ایرفویل توربین, انتقال حرارت پین را با انتقال حرارت دیواره نهایی پین ترکیب می کند. انتقال حرارت پین فین ها ی میانگین در آرایه با عدد رینولدز به یک نیرو یا توان بین 0.6 و 0.7 برحسب ارتفاع فین تغییر می کند. انتقال حرارت محلی در ردیف ها در پین فین ها برای سه یا پنج آرایه اول با ورودی های محدود نشده افزایش می دهد. آرایه های درون خطی انتقال حرارت دارای یک رفتار کاملاً بهبود یافته بعد از ردیف سوم می باشد در حالیکه آرایه های یک در میان دارای یک اوج در ردیف های سوم تا پنجم می باشد و در پی یک فرسایش جزئی در ردیف های جریان درونی اتفاق می افتد.
اکثریت کاربردهای پین فین ها ی توربین در منطقه لبه گردابی ایرفویل یافت می شود. در اینجا، بررسی های آیرودینامیکی به یک زاویه گوه کوچک برای لبه گردابی منتهی می شود و در نتیجه گذرگاههای درونی آنقدر باریک می شوند که گزینه نمودار خنک سازی محدود می شود. پین فین ها در منطقه لبه گردابی نیز یک هدف ساختاری را با حفظ سطوح فشار و مکش در کنار هم ارائه میدهند. همیشه تولید پین ها با طول بهینه برای انتقال حرارت در منطقه لبه گردابی بخاطر محدودیت ها در تکنولوژی ریخته گری ممکن نمی باشد و علت این است که این بخش قادر به تولید قابل اطمینان پین های کوچکتر با قطر حدوداً 0.02 اینچ می باشد. نوعاً در این منطقه پین فین ها دارای نسبت های قطر به ارتفاع بین 4 و 1 یا حتی کمتر می باشند. در این آرایه ها پین فین ها ی کوتاه انتقال حرارت کمتری از پین فین ها ی بلندتر نشان داده شده اند. تحقیقات معدودی نشان داده اند که برای نسبت های قطر به ارتفاع کمتر از 3, هیچ تاثیری از نسبت در آرایه انتقال حرارت میانگین وجود ندارد. با این وجود, برای نسبت های برگتر از 3, انتقال حرارت برای افزایش قابل توجه با طول یافت شده اند. برای پین فین ها ی کوتاه, کنش متقابل دیواره نهایی (استوانه مهمتر شده و انتقال حرارت کل آرایه باید شامل انتقال حرارت از سطح سیلندری و منطقه پوشش داده نشده در دیواره نهایی باشد. این یک تفاوت پایه از آرایه های دارای استوانه های بلند را نشان میدهد که در آن تاثیرات دیواره نهایی قابل توجه است. همچنین, افزودن آرایه های پین فینی کوتاه به گذرگاه خنک سازی می تواند سطح دیواره بیشتری را نسبت به آنهایی که به منطقه پین اضافه می شود، پوشش دهد. بنابراین اصطکاح سطح توسع یافته واقعا برای این پیکربندی به کار نمی رود. بنابراین، در این وضعیت، مکانیسم دائمی انتقال حرارت به ارتقا دادن آشفتگی جریان نسبت افزودن سطح انتقال حرارت مربوط می شود.
برخی از تحقیقات نشان داده اند که تبدیل گذرگاههای خنک سازی مثل نمونه های یافت شده در کاربردهای لبه گردابی, می تواند انتقال حرارت را تا 20% در مقایسه با مورد ارتفاع پین ثابت کاهش دهد. یک فاصله آزاد بالاتر از پین های نسبی, یا شکافها بین دو عامل روبروی هم باعث بروز انتقال حرارت کاهش یافته و اصطکاک کاهش یافته در مقایسه با پین دارای طول کامل می شود. برای این شکل های هندسی پین فین با طول نسبی, سرعت انتقال حرارت بصورت خطی با افزایش فاصله آزاد از مقدار پین کامل به کانال هموار کاهش می یابد. با این وجود, کاهش افت اصطکاک نسبت به کاهش در ضریب انتقال حرارت, مهمتر می باشد. پین فین ها با طول نسبی می تواند به شکل موثری در وضعیت هایی به کاربرده شود که در آن یک تفاوت قابل توجه بین بارهای حرارت دیواره های روبروی هم در یک گذرگاه خنک سازی وجود دارد. پین فین ها با طول نسبی را می توان اغلب در سطوحی استفاده کرد که در آن سرعت بالاتر انتقال حرارت مطلوب می باشد. همچنین این شکل های هندسی, با ویژگی های افت اصطکاک کمترشان را می توان در طرح هایی بکار برد که در آن افت فشار موجود, در پین فین های دارای طول کامل محدود شده است. برای اطلاعات بیشتر و داده های آزمون در مورد موارد هندسی, بخش 63 را نگاه کنید.
پین فین ها به شکل موثری با آشفته سازها برای افزایش متوسط در انتقال حرارت و اصطکاک ترکیب شده اند. با یک در میانکردن آشفته سازها, یک افزایش 35 درصدی در انتقال حرارت را می توان بدست آورد. یک بررسی جامع از آثار مربوط به کاربرد خنک سازی توربین در بخش 78 ارائه شده است.
باری کاربردهای خنک سازی ایرفویل توربین توصیه می شود که دو رابطه اصلی برای تعیین ویژگی انتقال حرارت پین فین سیلندری استفاده می شود. روابط جداگانه, باید برای پین فین کوتاه و بلند استفاده شود. عملکرد انتقال حرارت پین فین کوتاه را می توان با استفاده از یک معادله تعریف شده توسط Metzger پیش بینی کرد. این رابطه باید اکثریت کاربردهای لبه گردابی را پوشش داده و بصورت زیر بیان می شود:

که در آن،
Amin= حداقل سطح جریان آرایه پین فین برای دامنه های:
از Red
از H/d
از SL/d
از ST/d
برای کاربردهای پین فین ها ی بلند عملکرد انتقال حرارت باید با استفاده از یک رابطه توسعه یافته توسط Faulkner، پیش بینی شود.
استفاده از پین فین ها برای ایرفویل توربین خنک عمدتاً به آرایه های یکنواخت ساده در یک سطح جریان ثابت که قبلاً بحث شد, محدود نمی باشد ولی می تواند مستلزم وجود شکل های هندسی پیچیده تری باشد. آرایه های پین فین ها ی پیچیده شامل استراتژی های گوناگون برای ساخت ردیف محلی یا موضعی با انتقال حرارت ردیفی برای بدست آوردن توزیع مطلوب مثل تغییرات درون آرایه ای در قطر پین یا فضاگذاری و تغییر ها در الگوی پین می باشد. چنین آرایه هایی را می توان در مجاری هوایی قرار داد که جهت جریان میانگین را پوشش می دهد.
برای وضعیتی که در آن پین فین در یک کانال تبدیلی قرار گرفته عدد نوسلت ارزیابی شد, بطور پیوسته کمتر از مقدار پیش بینی شده با به کارگیری نتایج منطقه جریان ثابت با استفاده از مقدار جریان ردیفی موضعی عدد رینولدز می باشد. این تخریب بخاطر شدت یافتن تاثیرات جریان می باشد. برای این موضوع, یک فاکتور مضروب برای ضریب انتقال حرارت میانگین برای کانال های تبدیلی پیشنهاد شده است.
در کاربردهای خنک سازی ایرفویل خاص, مثل حالت مربوط به منطقه لبه گردابی تیغه ها، هوا در ریشه تیغه وارد می شود و بصورت شعاعی از میان یک کانال پین فین با جریان تخلیه شده در میان سوراخ ها در نوک تیغه جریان می یابد در حالیکه بقیه هوا از سوراخ ها یا شیارها در لبه گردابی خارج می شود.جریان جرم در حال کاهش بخاطر خروج جانبی هوای خنک سازی و برگشت هوای خروجی به طرف لبه گردابی روی انتقال حرارت به هوای خنک سازی اثر می گذارد. داده ها و روابط با این نوع پیکربندی در بخش 81 یافت می شود. در پیش بینی انتقال حرارت عددی، پین فین ها باید بصورت فیزیکی الگو سازی شوند یا تاثیر سطح پین فین باید معین شود.
تاثیر جت
ترکیبی از سرعت انتقال حرارت بیرونی ایرفویل در بیشترین سطح همزمان با آشفتگی و یک نسبت نامطلوب سطح بین سطوح بیرونی و درونی، خنک کردن لبه هدایت کننده تیغه را بسیار مشکل می کند. انحراف نقطه سکون در طول عملکرد طراحی, مشکل را پیچیده تر می کند.
تکنیک خنک سازی مبتنی بر حفاظت فیلم لبه هدایت کننده (راس دوش) تاثیر خنک سازی کافی را فراهم می کند ولی یک سری تاثیرات منفی را نیز ایجاد می نماید:
– غلظت یا تراکم تنش محلی افزایش یافته
– خطاهای آیرودینامیکی اضافی
– نگرانی هایی درباره دوام موتور به همراه پتانسیل نصب سوراخ های کوچک فیلم بخصوص برای عملکرد دراز مدت در یک محیط صنعتی وجود دارد.
برای موتورهای آیرودینامیکی، همه این نگرانی ها به راحتی با الزامات تاثیرات خنک سازی بالا, بررسی می شود که مقدار قابل توجهی از هوای خنک سازی و کاربرد خنک سازی فیلم تیغه را توجیه می کند برای یک TRIT. متوسط, یک تلاش زیاد باید برای اجتناب از خنک سازی فیلم تیغه تا زمانی که همه ابزار افزایش انتقال حرارت درونی تخلیه شود، صورت گیرد انواع پین فین های نواری، شکسته, زاویه دار یا مستقیم و دیگر شکل های هندسی خارجی به انتقال لایه فردی در گذرگاه درونی تمایل دارند که در طی دهه گذشته به کار گرفته شده و یا مورد برسی قرار گرفته است. متاسفانه برخی از شکل های هندسی تولید کننده حالات گردابی که در الگوهای مقیاسی شده مورد مطالعه قرار گرفتند را نمی توان همیشه در ریخته گری های تیغه با اندازه واقعی تولید کرده یا بسیار حساس به عوامل مقاومتی تولید بخصوص در زمانی هستند که سوراخ های درونی کوچک یا دارای لبه تیز, مورد نیاز باشد.
توزیع شار حرارتی در ایرفویل توربین باید به شکل مناسبی با یک سیستم خنک سازی موثر هماهنگ شود که به توزیع دمای طرح مطلوب در حین به حداقل رساندن مقدار های خنک سازی استفاده شده خواهد رسید. در منطقه لبه هدایت کننده ایرفویل، این اغلب باعث استفاده از خنک سازی موثر می شود. خنک سازی تاثیری به استفاده از سوراخ هایی مربوط می شود ک از طریق آنها جریان خنک ساز شدت یافته و جت های حاصل در سطح مورد هدف نرمال می شوند. ضرایب انتقال حرارت تولید شده توسط تاثیر نرمال جت های هوا, تا حد قابل توجهی بالاتر از آنهایی هستند که توسط روشهای همرفتی دیگر بدست می آیند.
تاثیر خنک سازی جت که دارای تاثیر بالایی برای نازل های توربین می باشد و در جایی که هوای مصرفی به طرف لبه گردابی از طریق گذرگاه بین دیواره درونی ایرفویل و محل درج زدوده می شود, معمولاً برای تیغه ها، بدون تخلیه فوری فیلم از هوای مصرفی، عملی نمی باشد. بدون این, وجود جریان عرضی باعث کاهش قابل توجه تاثیر خنک سازی می شود.
یک مزیت مهم خنک سازی تاثیری بخصوص در صورتی که طرح از درج ورقه های فلزی استفاده کند این است که معمولاً تغییر شکل هندسی برای نرخ های بالای دمایی موتور یا در صورتی که افت ها در طرح افزایش یافته باشند, آسان است. با این وجود، باید خاطر نشان شود که یک طرح تاثیری می تواند پیچیدگی هایی را اضافه کند خصوصاً اگر سوراخ های تاثیری دارای ویژگی ریخته گری باشند. مشکلات در طرح هسته ریخته گری درونی, نرخ بازده هسته, و کنترل اندازه سوراخ تاثیری می تواند به فاکتورهای محدود کننده ای تبدیل شود. این روش خنک سازی بعنوان یک عامل موثر شناسایی شده و بنابراین توجه خاصی را از سوی محققان به خود جلب کرده است. در نتیجه یک مقدار قابل توجهی از داده ها و روابط تجربی برای انتقال حرارت خنک سازی تاثیری وجود دارد. با یک چنین مجموعه جامعی از داده ها, موضوعات برای طبقه بندی داده ها با توجه به شکل هندسی آنها, ساده تر می شود. طبقه بندی اول به سطوح برخوردی مربوط می شود که می تواند تخت یا منحنی باشد. در خصوص خنک سازی ایرفویل توربین منطقه درونی لبه هدایت کننده، یک سطح محدب را تشکیل می دهد ولی هر قدر به منطقه انحنای میانی نزدیکتر می شود, سطح تقریباً تخت می شود. طبقه بندی دوم به جت برخوردی مربوط می شود و این حالت می تواند دو بعدی (شیاری) یا متقارن از نظر محوری (سوراخ) باشد. بنابراین احتمال بروز یک جت تکی, یک ردیف از جت ها یا یک آرایه از جت ها وجود دارد. با یک آرایه از جت ها, پیچیدگی های مضاعفی از جریان عرضی هوای مصرفی وجود دارد که با جت ها تداخل یافته و تاثیر آنها را کاهش میدهد.
اولین و مهمترین وظیفه برای طراحان شناسایی شکل هندسی برخورد می باشد که باید مورد مطالعه دقیق قرار گرفته و طرح های خاص باید تحت بررسی قرار گیرد و داده ها و رابطه هایی انتخاب شوند که دارای نزدیکترین ارتباط با آن شکل هندسی می باشند. این احتمال وجود دارد.
طرح خنک سازی انواع مختلف شکل هندسی جریان در جایگاههای گوناگون را در برگیرد. یک مقدار قابل توجهی از داده ها درباره انتقال حرارت برخوردی در آثار برای انواع پیکربندی های برخوردی وجود دارد. داده های موثر مربوط به انتقال حرارت برخورد موضعی (Chupp) و داده های موثر انتقال حرارت میانگین (Metzger) با شبیه سازی الگوهای آزمون پیکربندی های لبه هدایت کننده ایرفویل توربین بدست آمده اند و بنابراین برای کاربردهای طرح خنک سازی لبه هدایت کننده ایرفویل توربین مفید می باشند.
در اکثر کاربردهای خنک سازی ایرفویل توربین, دو شکل هندسی اصلی وجود دارد. اولی, برخورد از یک آرایه از سوراخ ها در یک سطح تخت و دومی برخورد از یک ردیف سوراخ در یک سطح محدب می باشد.
یک روش برای تولید ضرایب انتقال حرارت همرفتی تقویت شده نسبتاً قوی در سطح, با استفاده از چند برابر کردن یا ارایه بندی جت های برخورد کرده بطور نرمال با سطح از یک صفحه موازی قرار گرفته در نزدیکی سطح بدست می آید. وقتی جت های هوا به سطح برخوردی نزدیک می شوند, یک چرخش را ایجاد کرده و بنابراین جت های دیواره ای نامیده می شوند. وقتی جت های دیواره ای از دو جت برخوردی مجاور به هم می رسند, تداخل آنها، جریان را به تفکیک از سطح و شکل دادن یک جریان مجبور می کند که اغلب دارای سرعت جریان کم بود. و برای رسیدن به محل خروج یعنی جایی که هوا زدوده می شود, جریان می یابد. این جریان مصرفی جریان عرض نام دارد و جت های برخوردی را از راستای اولیه شان منحرف کرده و می تواند ضریب انتقال حرارت همرفتی میانگین را کاهش دهد.
ویژگی های طراحی را که آرایه مربع جت برخوردی در صفحه تخت با هوای جریان عرضی در حال تخلیه به یک طرف را نشان میدهد می توان مبتنی بر رابطه kercher و Tabakoff مطرح کرد. این رابطه بصورت زیر می باشد:

برای دامنه های

hav مبتنی بر یک منطقه از نصف شیب در هر دو طرف ردیف در راستای جریان عرضی است. مقادیر m و 1 هر کدام تابعی از Re,(xn/dh)می باشد. این تابع برای بیان تاثیر فرسایش جریان عرضی استفاده می شود که بوسیله تجمع سیال از ردیف های چندگانه از جتهای تاثیر بوجود می آید و وقتی این تاثیر جزئی می شود، این ویژگی واحد می شود.
در غیاب تاثیرات جریان عرضی، رابطه آرایه مربع ساده تر از Gardon و Cobonque توصیه می شود:
Nud =
باید خاطرنشان شود که ردیف های خطی سوراخ در عملکرد انتقال حرارت به ردیف یک در میان الویت دارند.
در منطقه لبه هدایت کننده یک ایرفویل، که در آن بار حرارت بیرونی عمدتاً در بالاترین سطح قرار دارد, کاربرد خنک سازی برخوردی عمدتاً با ارزش می شود. در اینجا یک ردیف یا آرایه از جت های برخوردی در دیواره محدب درونی یک لبه هدایت کننده ی پره یا تیغه ، نصب یک لوله (متعارف در کاربرد پره) یا از طریق ماشینی کاری یا ریخته گری(متعارف در کاربرد تیغه)، قرارداده می شود.در این نوع از کاربردها, هوای تاثیری عمدتاً برای جریان در جهت وتر طراحی می شود و بعنوان یک فیلم وجود داشته یا برای خنک سازی درونی بیشتر به کاربرده می شود.از جریان پرتویی(شعاعی) هوای تاثیری تا حد زیادی اجتناب می شود چون فرسایش در سیستم را ایجاد می کند که از تاثیرات جریان عرضی حاصل می شود.
داده های دقیق مربوط به برخورد که توسط Chupp ارائه شده با الگوهای آزمون که پیکربندی های لبه هدایت کننده توربین را شبیه سازی می کنند و بنابراین برای کاربردهای طراحی خنک سازی لبه هدایت کننده ایرفویل توربین مفید می باشند بدست آمدند.
الگوی تجربی استفاده شده در کاربرد ایرفویل با یک ردیف از سوراخ های تاثیر گذار در لبه هدایت کننده از یک درج لوله, با هوای مصرفی در حال جریان, نامحدود در یک راستای وتری در اطراف برخورد استفاده می شود. یک جریان برابر در اطراف هر طرف لوله تقسیم می شود. ضرایب انتقال حرارت در منطقه شعاعی لبه هدایت کننده ارتباط پیدا می کنند. اطلاعات درباره توزیع ضریب انتقال حرارت نیز بدست می آید. نقطه میانگین(بیشتر از یک کمان 180از هدف تاثیری) و نقطه آرامش (یک کمان حدودا از هدف تاثیری) با رابطه زیر ارتباط داده می شود:

برای دامنه های

یک توزیع ضریب انتقال حرارت متداول بدور از نقطه آرامش تنها یک تابع ضعیف از پارامتر فضا گذاری سوراخ بدون بعد یافت شد و xn/dh مستقل از Re می باشد. گرچه این رابطه برای نوع شکل هندسی پره خوب می باشد، تجربه صنعتی نشان داده است که این رابطه باید برای تاثیر شکل هندسی تیغه متداول تغییر داده شود چون یک خروجی محدود از جریان تاثیری با احتمال بیشتر کنش متقابل بین تاثیر و جریان عرضی در یک تیغه مطرح می شود. تجربه آزمون صنعتی از شکل های هندسی تیغه واقعی نشان داده است که مضروب عددی 0.5 باید بجای 0.63(20% کاهش) برای دامنه های زیر استفاده شود:
از
کار Metzger دامنه وسیعی از متغیرهای هندسی را پوشش داده و خصوصاً تاثیرات شعاع سطح محدب روی عملکرد انتقال حرارت را پوشش داد. تنها ضرایب انتقال حرارت میانگین ارزیابی شدند. برای جزئیات رابطه، خواننده می تواند به کار مرجع مراجعه کند.
همانطور که قبلاً بیان شد، سیستم لبه هدایت کننده باید برای اجتناب از تاثیرات جریان عرضی طراحی شود که باعث خمش جت و فرسایش عملکرد انتقال حرارت تاثیری می شود. این عمدتاً با تخلیه جریان تاثیری صرف شده در راستای وتر بدست می آید. در کاربرد خنک سازی تاثیری، بررسی ویژه باید به شیوه ای اختصاص یابد که در آن هوای برخوردی صرف شده از حفره تاثیری، تخلیه می شود. در بسیار از طرح های جریان تاثیری صرف شده از طریق سوراخ های خنک سازی فیلم زاویه دار بصورت شعاعی در لبه هدایت کننده و از طریق سوراخ های خنک سازی فیلم مماسی تخلیه می شود. این طرح دارای تاثیر خاص می باشد چون انتقال حرارت تاثیری بالا در لبه هدایت کننده با خنک سازی همرفتی در سوراخ های شعاعی تکمیل می شود. بعلاوه، هوای تاثیری صرف شده برای ارائه یک فیلم در سطوح مکش و فشار استفاده می شود و بنابراین طرح را ارائه می دهد که دارای تاثیر حرارتی بالاست.
این خلاصه نشان می دهد که توسعه تکنیک های خنک سازی درونی موثرتر، که می تواند توازون معکوس در بارهای حرارتی بیرونی بالا برای بخش تیز و لبه هدایت کننده تیغه ایجاد کند, مورد نیاز است. بخصوص برای دماهای ورودی توربین متوسط در زمانی که کاربرد خنک سازی فیلم بتوان اجتناب کرد.
جریان گردابی
تحقیقات جامع روی مبدل های حرارت نشان می دهد که یکی از تکنیک های افزایش انتقال حرارت موثر، مبتنی بر جریان گردابی است. جریان گردابی عموماً به عنوان جریانی مطرح می شود که می توان با تعداد از روشها شامل درج نوار خمیده، سیم های کویل، پره های راهنمای درونی و تزریق مماسی سیال، تولید کرد. برخی از این روش ها بصورت پیوسته، در راستای کل طول بخش آزمون، اغلب یک لوله سیلندری ،گردابی می شوند و به وجود می آیند در حالی که در موارد دیگر در بخش ورودی با فرسایش گرداب در راستای لوله, قرار می گیرد. یک تکنیک مبتنی بر جریان القاء شده جت مماسی می باشد که اخیراً توسعه یافته و برای لبه هدایت کننده تیغه، مفید است. جریان گردابی پیچی شکل سه بعدی القاء شده توسط جت های شیاری مماسی بکار می رود که در بخش داخلی لبه هدایت کننده که در شکل 21 آمده است نمایان است. جت های چندگانه در راستای کانال، در حرکت جریان گردابی در راستای شعاعی تقویت می شنود که در کل ارتفاع تیغه حفظ می گردد. انتقال حرارت در راستای سطح محدب با گرداب های Gortler ناپیوسته افزایش می یابد که در منطقه دیواره نزدیک شکل می گیرد. جت دارای مومنتوم بالا، که به صورت مماسی به دیواره داخلی برخورد میکند مقدمتاً بصورت نیمه برخورد عمل می کند و به خاطر کنش متقابل با سطح محدب کانال مدور ناپایدار می شود. حرکت گردابی باعث یک مسیر طولانی تر برای هوای خنک ساز جهت حرکت در یک طول محور معین می شود. جریان های بسیار آشفته در نزدیکی سطح به یک لایه مرزی نازک هدایت می شوند. مزایای خنک سازی مضاعفی را می توان از نیروهای شعاعی به دست آورد که هوای خنک پرچگال را به سمت سطح فشار می دهند گردابهای Gortler برای افزایش انتقال حرارت با حرکت گردابی و شستشوی رو به بالا و پایین در نزدیکی دیواره تا حد قابل توجهی موثرند و به صورت پیوسته ای صورت می گیرد.

مقایسه ای از سه پیکر بندی خنک سازی گردابی متفاوت از طریق خنک سازی برخوردی با، یا بدون، جریان عرضی و از طریق سطح کانال ارتقاء یافته نواری تخت در شکل 22 آمده است. برای مقایسه، عدد نوسلت مبتنی بر قطر هیدرولیک محاسبه شد و در زاویه از لبه هدایت کننده به طور میانگین بررسی گردید. عدد رینولدز مبتنی براین
فرضیه محاسبه شده که همه ی جریان از طریق پروفایل منطقه از محفظه لبه هدایت کننده جریان یافته و برای خنک سازی تاثیری، رابطه Chupp و Helm برای یک شکل هندسی معین استفاده شده: داده های Kercher و Tabakoff برای تاثیرات جریان عرضی در خنک سازی تاثیری استفاده شدند. انتقال حرارت در یک کانال با نوارهای نرمال از رابطه Webb به دست آمدند. می توان از شکل 21 مشاهده کرد که تکنیک خنک سازی گردابی، افزایش انتقال حرارت درونی قابل مقایسه ای با نوع تاثیری همزمان با تخلیه فیلم از هوای مصرفی،را ارائه می دهد و بسیار موثرتر از تاثیر با جریان عرضی یا نوارها می باشند. کاربرد این تکنیک می تواند اجازه بهبود عمل خنک سازی تیغه درونی برای دماهای تقریباً بالای گاز ورودی توربین را ایجاد کرده و از استفاده از خنک سازی فیلم برای لبه هادی اجتناب کند.
خنک سازی فیلم
داده های منتشر شده کمی درباره تاثیرات خنک سازی فیلم روی تیغه های توربین در حال دوران وجود دارد. اکثر تحقیقات برای محیط ساکن انجام شده اند. تعدادی از تحقیقات در حال جریان، تاثیرات گردش روی جریان فیلم و انتقال حرارت را مورد خطاب قرار می دهند. کارهای اولیه توسط Dring در یک آزمون دوران کم سرعت، یک سوراخ خنک سازی تکی قرار گرفته در بخش مکش و فشار را بررسی می کند و می توان دید که خنک سازهای بخش فشار در جریان ثانویه دهانه القاء شده و به سمت راس مهاجرت می کند. در بخش مکش، ایرفویل خنک ساز به گونه ای عمل می کند که دوران دارای تاثیر کمی می باشد. آزمونها برای نسبت های چگالی 1.0 و 0.4 بررسی شدند. مشاهده شد که نسبت چگالی بالاتر باعث افزایش خنک سازی می شوند چون این مورد برای ایرفویل های غیر دورانی است. آزمونهای Dring نشان داده اند که خنک سازی فیلم در تیغه های در حال گردش به شکل متفاوتی از تیغه های غیر دورانی رفتار می کند. متاسفانه، داده ها به انتقال هر رابطه طراحی برای خنک سازی فیلم در ایرفویل های دورانی محدود می شود.
اخیراً کار Takeishi روی توربین دورانی با مقیاس کامل نشان داده اند که رفتار خنک سازی فیلم در بخش فشار روی تیغه های دورانی کاملاً متفاوت از حالت یافت شده در ایرفویل های غیر دورانی می باشد. مشاهده شد که در بخش مکش مقادیر تاثیر فیلم مشابه هستند. با این وجود، در مورد تیغه های دورانی، تاثیر فیلم بخش فشار به سرعت برای یک فیلم در نزدیکی لبه هدایت کننده افت پیدا می کند. در یک کار مشابه، Abhari و Epstein این یافته ها را تایید کردند. آنها نشان دادند که در هر دو سرعت دمش بالا و پایین، فیلم باید هیچ تاثیری روی کاهش انتقال حرارت روی سطح فشار نداشته باشد. در سرعت های دمش کم بخش مکش نسبتاً خوب خنک می شود ولی در دمش بالا، ظاهراً خنک سازی فیلم ضعیف عمل می کند و فیلم پایین می افتد از این داده های محدود، تاثیر دوران را می توان به صورت زیر خلاصه کرد:
– تاثیر یک فیلم دارای لبه هدایت کننده در حال جریان در راستای سطح مکش را با داده های تیغه ساکن خوب مقایسه می کند.
– تاثیر فیلم لبه هادی در راستای سطح فشار در مقایسه با داده های تیغه ساکن, سریعتر مقایسه می شود.
– تاثیر فیلم سطح مکش با داده های حالت ساکن در حالت نزدیک به تزریق، بهتر مقایسه می شود ولی سریعتر فرسایش می یابد و در نزدیکی لبه گردابی تا 30% افت پیدا می کند.
– تاثیر فیلم سطح فشار سریعتر از شرایط ساکن فرسایش می یابد. موضوع حائز اهمیت برای همه طرح های خنک سازی ایرفویل روش تخلیه هوای خنک سازی به مسیر گاز می باشد. ویژگی های جریان سوراخ های تخلیه نوک تیغه و لبه گردابی و یا سوراخ های تزریق خنک سازی فیلم باید به دقت شناسائی شود چون این ویژگی ها نقش اصلی را در کنترل سرعت جریان جرم هوای خنک سازی و توزیع در راستای ارتفاع تیغه ایفاء می کند. آثار منتشر شده درباره ضرایب تخلیه این شکل های هندسی می تواند یک عرض یابی خوب را فراهم آورد ولی این داده ها معمولاً برای دامنه محدودی از پارامترها قابل کاربرد است. اگر شکل هندسی طرح خارج از این دامنه باشد، ارائه داده ها توصیه نمی شود. در عوض، آزمون جریان شکل هندسی طرح با استفاده از یک الگوی مقیاس بندی شده توصیه می شود.
موضوعات خنک سازی سکو و راس
معلوم شده است که تاثیر طرح راس تیغه ،که قویاً نشت گاز داغ در راس را تحت تاثیر قرار می دهد، یک توزیع کننده اصلی دربازده آیرودینامیکی توربین های می باشد. راس های تیغه نوعاً از سطوح توسعه یافته در دورترین وضعیت های شعاعی از تیغه در حال گردش تشکیل شده اند که در معرض گازهای داغ در همه جهات قرار گرفته و خنک سازی آنها مشکل بوده و مورد هدف توان پتانسیل برای پوشش دهی بخاطر سایش در برابر حالت ساکن خارجی می باشند.
داده های تجربی کمی برای توزیع های انتقال حرارت در راس های تو رفته وجود دارد که برای توربین های در حال دوران با مقیاس کامل که در حال کار در شرایطی هستند که محیط موتور واقعی را شبیه سازی می کند، به دست آمده است. به خوبی معلوم شده است که تفاوت فشار بین بخش فشار و مکش تیغه ها جریان را از طریق فاصله آزاد راس ایجاد می کند. یک راس تخت در اکثر موارد قابل قبول نمی باشد چون آسیب های شدیدی به وجود می آید که می تواند با سایش راس در مورد طرح راس جامد، ارتباط داشته باشند. اکثر طرح های راس تیغه یک حفره مربع شکل را با دیواره نازک در راستای بخش فشار و مکش ایجاد می کند که در وضعیت سایش راس، از آسیب کمتری برخوردار است. با این وجود، حضور این حفره در راس باعث یک میدان جریان پیچیده تر از حالت ایجاد شده در یک تیغه نوک تخت می شود. در نزدیکی لبه هدایت کننده تیغه، یک جریان محدب قوی در پره و نزدیکی بخش ساکن وارد راس منطقه می شود یا از بخش سطح مکش تیغه جریان می یابد. Ameri در تحقیق عددی منطقه راس نشان داد که میدان جریان با اکثر گردابهای در حال کنش متقابل سه بعدی می باشد. این نتیجه نشان می دهد که حداقل دو منبع مجزا از گردابها در منطقه حفره وجود دارد و اینکه این گردابها در سراسر طول حفره دوام می آورد. الگو سازی آنها از این جریان نشان می دهد که یکی از گردابها ماحصل تفکیک بخش فشار لبه راس می باشد و این که این گرداب در بالای دیواره بخش فشاری حفره می چرخد. گرداب ثانویه ماحصل یک تفکیک جریان مجدد در لبه راس در بخش مکش تیغه می باشد. به نظر می رسد که یک خط تفکیک وجود دارد که در آن جریان اصلی در شکافی از بخش فشاری تیغه به صورت چرخشی شروع می شود تفکیک جریان بخاطر لبه راس اتفاق می افتد. جریانات ثانویه قوی را می توان در مسیر شکاف انتظار داشت. این می تواند دارای تاثیر آوردن نسبت های بسیار داغ از گاز جریان اصلی به گرداب شکاف فاصله آزاد, جریان نزولی راس لبه هدایت کننده تیغه باشد. این نقش مثل یک مرحله خاص با تفکیک جریان حاصل و اتصال به حفره تو رفته عمل می کند. وقتی جریان از بخش مکش شکاف آغاز می شود در یک حالت محدب می چرخد .چون جریان دیواره، جریان در حال اجرا را تامین می کند.
یک بخش قابل توجه از آثار مرتبط با تحقیقات تجربی جریانات شکاف راس ،با تیغه های راس تخت، سروکار دارد. توزیع های فشار استاتیک راس تیغه در یک آبشار دو بعدی توسط Bindon ارزیابی شد. او نتیجه گرفت تاثیرات شکاف فاصله آزاد و شعاع لبه بخش فشار در یک راس تخت وجود دارد. توجه خاص به تفکیک حباب شکل گرفته در ورودی راس در راستای بخش فشار شکل گرفت. همین تحقیق تاثیرات نمای عرضی شکل هندسی راس را در آبشارهای ساکن و دورانی با استفاده از شعاع لبه بخش فشاری, بخش مکش ویاکل آنرا بررسی کرد.
این تحقیق روی تاثیر نشت ها روی افت و مرحله عملکرد تمرکز یافت. نتیجه گیری شد که برای همه پیکر بندیهای آزمایش شده، راس تخت به بهترین شکل عمل کرده و حرکت نسبی نیز مهم بود.
یک تحقیق اخیر از تاثیرات عمق حفره آنتن در توزیع انتقال حرارت حفره راسی، از یک آبشار راس تیغه ساکن استفاده کرده و یک تیغه فشار بالا با یک توزیع فشار آیرودینامیکی واقعی استفاده کرده است. تاثیر عمق حفره در سطح حفره راسی یکنواخت نبود. مشاهده کلی این است که حفره عمیق تر ضرایب انتقال حرارت کمتر را تولید می کند. رفتار یک حفره آنتنی توخالی, بسیار نزدیک به رفتار راس تخت می باشد.اغلب حفره عمیق راس در طرح عملی برای کاهش بار کلی حرارت تا 50% یافت می شود.
محققان متعددی روشهای کاهش افت های عملکرد را با کنترل نشت راس, مورد بررسی قرار داده اند. مخلوط کردن جریان نشت با جریان گذرگاه روتور باعث افت فشار کل شده و بازده مرحله توربین را کاهش می دهد. افت در طول تشکیل از یک گرداب نشتی و کنش متقابل آن با گرداب گذرگاه منشا می گیرد. تحقیقات اخیراً منتشر شده از مفهوم توسعه سکوی راس استفاده می کنند که یک بال کوتاه بدست آمده با توسعه جزئی سکوی راس در جهت مماس می باشد. استفاده از توسعه راس بخش فشار می تواند تا حد زیادی روی میدان آیرودینامیکی محلی با تضعیف ساختار گردابی نشت، اثر کند. تحقیقات آنها نشان داده اند که بازده کل به کل قابل توجهی با استفاده از توسعه های سکوی راس ممکن می باشد.
برای کسب اطلاعات بیشتر درباره انتقال حرارت راس تیغه توربین خواننده به بررسی تازه منتشر شده توسط Bunker رجوع کند.
خنک سازی ساختارهای روتور و استاتور
منبع خنک سازی و سیستم های هوای ثانویه
نقش یک سیستم هوای ثانویه، که اغلب سیستم خنک سازی درونی نامیده می شود برای انتقال هوای خنک سازی به اجزای مسیر گازی خنک شده, روتور خنک سازی و ساختارهای استاتور و جلوگیری از ورود گاز داغ به حفره های درونی و نشت های درزی بین مراحل توربین می باشد. سابقاََ جریان های هوای ثانویه محفظه احتراق بصورت مستقل از بخش توربین و با استفاده از افت فشار ناشی از محفظه احتراق اختصاص یافته توسط طراحان موتور، ایجاد می شدند. اکنون مدارهای هوای ثانویه که در بخش های محفظه احتراق و توربین مزدوج شده اند ، از منبع فشار مشابه یعنی تخلیه کمپرسور، تامین می شوند. به همین دلیل، اخیراً کل شبکه جریان سیستم هوای ثانویه برای ارائه پیش بینی دقیق فشار محلی و تزریقات فشار تجزیه و تحلیل شده اند. همچنین ابزار تحلیلی پیشرفته که باید شامل تاثیرات انتقال حرارت در محاسبات جریان باشند استفاده ازD3 غیر واقعی یا واقعی رادر الگوسازی جریان برای سیستم های خنک سازی ثانویه شروع کردند.
انتقال هوای خنک سازی به مولفه خنک شده باید در کمترین افت فشار و با حداقل حرارت در مسیر به سمت مولفه, انجام شود. کمترین افت فشار در سیستم حمل و نقل، برای دوش لبه خنک شده هدایت کننده نازل مرحله 1 بخصوص برای توربین های گاز صنعتی طراحی شده با افت فشار محفظه احتراق، مهم می باشد. یک افت فشار محفظه احتراق( 3% کل فشار تخلیه کمپوسور) که اغلب در موتورها یافت می شود به یک تفاوت جزیی فشار در سوراخ های دوش تخلیه فیلم در لبه های هدایت کننده منتهی می شود.
موضوعات انتقال حرارت و جریان ثانویه در حفره های دیسک و سیستم های حمل و نقل خنک سازی تیغه نقش مهمی را در عمر و یکپارچگی ساختاری این اجزا ایفا می کند. سیستم حمل و نقل خنک سازی روتور و تیغه توجه خاصی را به خود معطوف داشته و تاثیر قابل توجه آن روی افت های عملکرد موتور با تخلیه هوای خنک سازی در جریان اصلی ارتباط دارد و باید در نظر گرفته شود.
برخی موضوعات با جریانات و انتقال حرارت در حفره های دیسک ارتباط دارند که در بخش بعدی بحث می شوند. برداشت حداقل حرارت برای ساختار تیغه وطوقه دیسک خنک شده مرحله 1, بسیار مهم است. چهار راه اصلی برای انتقال هوا از استاتورتوربین به تیغه ها وجود دارد.
1-برخورد هوا از استاتور در جهت نرمال به بخش طوقه ای دیسک روتور توربین
2- ارائه جریان خروجی شعاعی هوای خنک سازی در حفره دیسک به طرف گذرگاههای ورودی هوای ریشه تیغه.
3-گردابی کردن هوای خنک سازی قبل از تخلیه آن در یک حفره دیسک
4-تهیه هوای نزدیک به مرکز دیسک در یک کانال شکل گرفته بین دیسک توربین و صفحه پوششی دورانی متصل به دیسک.
دو روش اولیه بندریت در مرحله اول توربین های گاز مدرن بخاطر حرارت قابل توجه هوای سطح دیسک یافت می شود و همچنین بخاطر کار مورد نیاز برای شدت یافتن هوا بصورت مماسی تا زمان هماهنگ شدن شدت جریان مماسی دیسک.
کاربرد نازل های گردابی, هوا را در راستای مماسی شدت میدهد و دمای نسبی هوا را کاهش داده و افت های سایشی در سیستم را به حداقل می رساند(شکل23). معمولاً دمای نسبی هوای گردابی شده باید در زیر دمای مجاز طوقه دیسک, تنظیم شود. نازل های گردابی اغلب در همان شعاع مشابه با ورودی ها در گذرگاههای خنک سازی تیغه در روتور قرار میگیرد(شکل 24 سمت چپ). یک منبع خاص که هوای گردابی شده را تغذیه می کند, برای جلوگیری از ورود گاز داغ و کاهش مخلوط شدگی بین جریان های خنک سازی دیسک و خنک سازی تیغه توصیه می شود.
روش چهارم(شکل 24 سمت راست) از انواع گوناگون صفحات پوشش دورانی استفاده می کند که معمولاً زمانی به کار می رود که پمپاژ هوای اضافی برای تیغه ها فراهم شود بخصوص وقتی یک حاشیه فشار بالا باید فراهم شود برای مثال برای خنک سازی دوش راس تیغه. این روش سیستم حمل و نقل هوای خنک سازی را پر هزینه تر می کند ولی به نشت های درزی طوقه نسبت به سیستم های دیسک باز، کمتر حساس می باشد.
هوای خنک سازی از مراحل میانی کمپرسور اغلب برای اجزای توربین مرحله 1 ارائه می شود. این به ارتقاء عملکرد کلی موتور با ذخیره کار فشرده سازی کمک می کند و همچنین هوای خنک سازی دارای دمای کمتری را بوجود می آورد که از یک مرحله میانی جریان می یابد. دو روش اول, که در بالا شرح داده شد، نوعاً گزینش هایی برای انتقال هوا به خنک سازی تیغه ها و دیسک های مرحله 2(و گاهی مرحله 3) می باشند.
بخش کوچکی از جریان هوای درونی باید برای بافر کردن حفره های فضا گذاری درزگیری شده ،طراحی شود. فشار هوا در حفره ها باید به دقت بعنوان بخشی از کل جریان درونی برای اجتناب از ورود گاز داغ, نشت های روغن در توربین و تهویه صحیح بخار نفت، متوازن شود. عملکرد و دوام دراز مدت درزهای روتور به استاتور اغلب برای تامین قابل اطمینان هوای خنک سازی و عملکرد کلی موتور, حائز اهمیت می باشد.
شکل 25 خلاصه خوبی از ویژگی های جریان برای درزهای لابیرنت را ارائه می دهد.

اخیراً یک نسل جدید از درزها، که درزهای برسی نامیده می شود, معرفی شده اند و به شکل موفقی برای مناطق دارای گرادیان فشار بالا در اکثر توربین های گاز پیشرفته به کار می روند.
بافر کردن مجموعه دیسک و روشهای خنک سازی دیسک
گرچه ایرفویل های توربین در معرض بارهای حرارتی بالاتری قرار گرفته اند, دیسک توربین باید بعنوان مهمترین مولفه در زمان بررسی نقص اصلاح شود. چون آلیاژهای دیسک دارای قابلیت ها و ظرفیت های دمایی بسیار کمتر از مواد ایرفویل می باشد, خنک سازی دیسک ها و حفظ آنها در برابر نفوذ گاز داغ به حفره دیسک یک چالش برای یک گروه طراحی را ایجاد می نماید. جریان در حفره دیسک باید شناسایی شود بگونه ای که خنک سازی صحیح دیسک را بتوان به منظور جلوگیری از تنش حرارتی تضمین کرد. تکنیک های خنک سازی دیسک متعارف می تواند مبتنی بر موارد زیر باشد:
-جریان خروجی شعاعی هوای خنک سازی در حفره دیسک بین بخش استاتور – روتور و دوران صفحه پوشش
-تاثیر یا برخورد جت برسطح دیسک، بخصوص در جایگاه بحرانی طوقه دیسک
-نشت هوای خنک سازی از جلو به حفره خروجی دیسک از طریق شکاف های کوچک در اتصالات دیسک- تیغه
نوعاً منبع هوای خنک سازی دارای یک فشار استاتیک است که تا حد قابل توجهی بیشتر از فشار استاتیک در یک حفره دیسک است. این تمایز فشار را می توان در یک سیستم گردابی برای ارائه مولفه مماسی سرعت جریان در هوای خنک سازی بکار برد که تا حد زیادی با سرعت مماس دیسک هماهنگی دارد. این ویژگی طرح دارای دو نتیجه مثبت است اولاً افت های اصطکاکی دیسک را کاهش می دهد و حتی وقتی این هوا برای خنک سازی تیغه استفاده می شود, دمای نسبی هوای خنک سازی کاهش می یابد.
درز طوقه بین روتور و پره های ساکن معمولا نشت تحت بهترین شرایط را تجربه می کند و به گاز داغ اجازه می دهد تا از مسیر جریان به حفره دیسک جریان یافته و بنابراین برای دیسک مشکل ایجاد می کند.
یک بخش قابل توجه از پایگاه اطلاعاتی قابل کاربرد برای این سطح مشکل را می توان در مقالات و کتابهای تالیف شده توسط Owen و همکارانش در دانشگاه Bath و توسط Bohn و همکارانش در دانشگاه Aachen یافت. Wilson یک تجهیزات روتور- استاتور مشابه با نمونه استفاده شده توسط El-oun و Owen را برای انجام ارزیابی های دما، سرعت جریان، انتقال حرارت برای سطح دیسک را استفاده کرد. در ایالات متحده, بررسی های انتقال حرارت و جریان ژنریک از سیستم های روتور – استاتور گوناگون توسط Metzger انجام شد و توسط همکارانش در دانشگاه Arizona دنبال شد. جدیدترین تحقیقات شامل روشهای عددی و تجربی است که توسط Roy هدایت شده بر روی شکلهای هندسی توربین گازی دیسک کاربردی جهت یکپارچه سازی حفره دیسک با جریان اصلی تمرکز یافت.
انتقال حرارت و جریان 3 پیکربندی حفره دیسک ژنریک اصلی در عملکرد طراحی موتور استفاده شده است که شامل(شکل 26) :
1-سیستم روتور- استاتوربایک حفره محوری به طرف جریان اصلی باز است(3-1)
2-سیستم روتور – استاتور به شکل مثبت از جریان اصلی درزگیری می شود (9-4)
3-حفره دورانی در دیسک های دورانی یا دیسک های دارای دوران معکوس یافت می شود (9)
هر یک از این پیکر بندیها با یا بدونه جریان هوای محوری یا شعاعی دارای کاربرد عملی در سیستم های هوای درونی دیسک می باشد. داده های عددی و تجربی جامع برای بسیاری از این پیکربندیها به دست آمده اند که توسط Owen و Rogers بطور خلاصه بیان شده اند.
تعدادی از کدهای CFD که می تواند جریانهای نوسانی پیچیده را در حفره دیسک پیش بینی کند در طول سالهای اخیر توسعه یافته است. با این وجود این کدها هنوز به کالیبره شدن تجربی نیاز دارد بخصوص وقتی که جریان حفره بخاطر کنش متقابل آن با جریان اصلی، به صورت تقارن محوری و تحلیل 3D انجام شود.
در طول فاز طراحی اولیه خنک سازی توربین ، وقتی شکل هندسی حفره دیسک و پارامترهای اصلی و مقادیر آن، که روی جریان و ورود آن به حفره اثر می گذارد، خوب تعریف نشده است، ارزیابی جریان پمپی دیسک و یک جریان بافر مطلوب برای غلبه یا کاهش قابل توجه پتانسیل ورود از جریان اصلی، مهم می باشد. محاسبات ساده شده که مبتنی بر داده های تجربی است باید در طول این فاز به کار برده شود.
معلوم شده است که مکانیسم ورود گاز داغ حاصل از جریان خروجی پمپاژ دیسک در سیستم های روتور – استاتور بخصوص با حفره باز به طرف جریان اصلی، قویاً تحت تاثیر تغییرات فشار پیوسته و ناپیوسته محیطی است که در شکاف محور مجموعه دیسک مشاهده می شود. یک تنوع فشار استاتیک پخش شده از لبه های گردابی نازل به شکاف باعث بروز غیر یکنواختی فشار پیوسته می شود. در همین زمان تنوع فشار استاتیک که از لبه های هدایت کننده جریان صعودی به شکاف انتشار می یابد باعث بروز یک نوسان فشار غیر پیوسته می شود. هر دو منبع ورود گاز داغ به مجموعه دیسک را تقویت می کند. برخی تکنیک ها به کاهش این تنوع فشار تمایل دارد که اخیراً برای به حداقل رساندن این تاثیرات توسعه یافته است. با این وجود بکارگیری این تکنیک ها مستلزم به کارگیری کنش متقابل نزدیک بین نظام هزینه شرکت کننده در طرح موتور می باشد. هماهنگی ها بین هزینه و بازده وقتی هدف افزایش عمر است و زمانی که مواد دیسک و پیکر بندیهای طرح درزگیری حفره دیسک مطلوب می باشد، در نظر گرفته می شود.
درزگیری همپوشانی محوری برای اجتناب از ورود گاز داغ به مجموعه طوقه دیسک مطلوب می باشد ولی این نتایج در افزایش ظرفیت و کل دینامیک روتور موتور اثر می گذارد. این فاکتورها باید در یک فرایند بهینه سازی طرح چند نظامی مورد خطاب قرار گیرد.
پدیده ورود در سیستم روتور- استاتور نیز قویاً تحت تاثیر سرعت جریان مماس هسته سیال حفره می باشد که در حدود 50% جریان ورودی است. تحقیقات نشان می دهد که معرفی جریان هوای شعاعی باعث کاهش سرعت جریان هسته ای و کاهش ورود منتهی می شود. جزئیات بیشتر مربوط به جریان دیسک و تحقیقات انتقال حرارت بعداً ارائه می شود.

خنک سازی ساختار حفاظتی نازل و جایگاه توربین
تغییرات کم در رشد حرارتی گذرا یک وظیفه اصلی خنک سازی است که برای یک ساختار حفاظتی نازل به کار می رود و به جایگاه توربین ارتباط دارد. ساختار حفاظتی نازل نوعاً بین مسیر شکاف و جایگاه خروجی قرار می گیرد و اغلب گرادیانهای شعاعی و محیطی دما را تجربه می کند. مواد دارای انبساط حرارتی کم می تواند مطلوبترین گزینه برای ساختار حفاظت نازل باشد. با این وجود، آلیاژهای کمی با ویژگی های انبساط کم می تواند دماهای بالای را تحمل کند. به همین دلیل خنک کردن ساختار حفاظتی نازل الزامی است. بودجه جریان خنک سازی معمولاً برای اجتناب از خطاهای عملکرد توربین بسیار محدود می باشد. استفاده از هوای کمپرسورمیانی برای خنک سازی برای به حداقل رساندن مشکلات عملکرد، تقویت می شود.
همه وسایل برای محدود کردن سطح رسانایی انتقال حرارت با نازل بدونه آسیب زدن به یکپارچگی محافظ آن باید استفاده شود. حفره های بین ساختار حفاظت نازل و نازل ها باید خوب درزگیری شود و اغلب با هوای خنک سازی برای جلوگیری از نشت گاز داغ در میان حفره های آنها بافر می شود. این وظیفه مهم نیازمند یک تحلیل جریان سراسری به عنوان بخشی از سیستم جریان خنک سازی درونی می باشد.
خنک سازی تاثیری مهمترین تکنیک برای خنک سازی ساختار حمایت نازل می باشد. جت های تاثیری اغلب به طرف شعاع خروجی قلابهای نازل هدایت می شود که نازل ها را در ساختار حفاظتی قرار می دهد. این باعث کاهش تنش های حلقه ای در ساختار حفاظت نازل می شود بخصوص زمانی که یک نگرانی برای گرادیانهای دمایی پیوسته از طریق این ساختار وجود داشته باشد. مزیت دیگر ساختار حمایت نازل در جریان خنک سازی علاوه بر کاهش دمای فلز, کاهش گرادیانهای محیطی در ساختار می باشد. این یک فاکتور بسیار مهم در رسیدن به فاصله آزاد راس تیغه یکنواخت پیرامونی می باشد. مدولاسیون جریان خنک سازی که به سمت ساختار حفاظتی نازل هدایت شده است را می توان برای کنترل فاصله های آزاد راس مورد استفاده قرار داد.
دمای سطح خروجی جایگاه توربین اغلب بخاطر دلایل ایمنی و محدودیت ها سخت افزار بیرونی موتور شامل سیستم روغن کاری و ابزار بندی محدود می باشد. استاندار امریکا برای توربین های گاز صنعتی دمای پوسته خارجی را تا محدود می کند. این معمولاً یک حالت تعادل بین خنک سازی جایگاه و عایق بندی بیرونی است. استفاه از عایق بندی موثر بیرونی پر هزینه بوده و اغلب باعث بروز افزایش دمای جایگاه توربین می شود. که بکاربرد آلیاژ های درجه بالاتر و گرانتر برای جایگاه ، منتهی می شود. خنک سازی جایگاه باعث افت های حرارتی مضاعف با مشکلات متناسب برای بازده حرارتی موتور و پیچیدگی ها در طراحی و نگهداری موتور می شود. استفاده از هوای محیطی برای خنک سازی مکانی که در آن از انرژی هوای خنک سازی مصرفی برای ایجاد مکش و جریان هوای محیطی در راستای محل اسکان استفاده می شود، متداول است.

خنک سازی محفظه احتراق
تاثیر تحول طراحی محفظه احتراق روی تکنیک های خنک سازی
این بخش عمدتا روی لینر تمرکز دارد که اغلب بخش عمده بودجه جریان خنک سازی محفظه احتراق را مصرف می کند. بخش های دیگر محفظه احتراق شامل گنبد و انتقال به نازل ها می باشد که برای ویژگی های طرح مناسب بوده و خنک سازی آنها در این بخش شرح داده نمی شود. با این وجود برخی از موضوعات خنک سازی بعداً مورد خطاب قرار خواهد گرفت.
الزامات خنک سازی برای لینر با تعدادی از پارامترها متفاوت می باشد که در 20 سال گذشته توسعه موتور، تغییر کرده است. پارامترهای اصلی عبارتند از:
-دمای گاز داغ و نوع سوخت
-دمای هوای خنک سازی و افت فشار محفظه احتراق مجاز
-دماهای ماده مجاز، عمر مورد انتظار و دوام
وزن، هزینه و محدودیت های پیچیدگی با در نظر گرفت این مطلب که بار حرارت لینر عمدتاً با پرتو تابی اشتقاق یافته است، محاسبه دمای شعله و شار حرارت در دیواره لینر به درک خوب فرایند احتراق نیاز دارد یک مونوگراف جامع توسط Lefebre یک بررسی فوق العاده از سیستم های محفظه احتراق توربین گازی را فراهم می آورد.
همچنین جزئیات روندهای محاسبه برای فاکتورهای اصلی که روی خنک سازی لینر اثر می گذارد، مطرح شده است.
بسیار از محفظه های احتراق توربین گاز اولیه یک طرح تک فضایی یا چند فضایی بوده و به یک گذر یا محل عبور بین خروجی محفظه احتراق و ورودی توربین نیاز دارد. لینرهای بسیاری از این محفظه های احتراق از یک گروه از پوسته های استوانه ای مونتاژ می شوند که یک سری گذرگاه را در نقاط تقاطع پوسته ایجاد می کرد. این گذرگاهها دریچه های تهویه ای را خلق می کردند که به فیلم هوای خنک سازی اجازه می داد تا در طول بخش داغ دیواره لینر جهت ایجاد یک حصار حرارتی حفاظتی تزریق شود. فواصل حلقوی ارتفاعات توسط دریچه های تهویه نواری در بر گرفته می شدند(شکل 27). اندازه گیری هوا, مشکل اصلی در این تکنیک بود. کاربرد دستگاههای خنک سازی پاششی کنترل هوای خنک سازی در حال ورود به لینر از طریق یک ردیف از سوراخ های دارای قطر کم که با جت های هوایی روی حاشیه خنک سازی برخورد می کنند، می باشد،که هوا را بصورت طولی به درون دیواره لینرمنحرف می کنند.
محفظه های احتراق که بعداً معرفی می شوند عمدتاً از پیکربندی های خنک سازی پاشیدگی و نوار ویگل استفاده می کردند. از آن به بعد, حلقه ماشینکاری شده یا حلقه گرد شد که دارای سوراخهای تراشیده شده اند به جای دریچه های تهویه می باشند و اندازه گیری جریان هوا با مقاومت مکانیکی خوبی را دارا هستند در سطحی وسیع در یک یا چند شکل, پذیرفته شده اند.
تکنیک های خنک سازی مدرن شامل خنک سازی نشتی زاویه دار (EC) با استفاده از ردیف های چندگانه ای از سوراخ های کوچک حفاری شده در میان دیواره لینر در یک زاویه کم عمق نسبت به سطح می باشد. با این نمودار, هوای خنک سازی که در میان دیواره لینر جریان می یابد, نخست حرارت را از دیواره با روند همرفتی – رسانایی می زداید و سپس یک حصار فیلم حرارتی را بین دیواره و گازهای احتراق داغ ایجاد می کند. EC اکنون بعنوان بهترین گزینه در میان تکنیک های خنک سازی محفظه احتراق پیشرفته در نظر گرفته می شود که به شکل فعالی برای نسل جدید موتورهای صنعتی و آیرودینامیکی توسعه یافته است. برای برخی موتورهای آیرودینامیکی پیشرفته, الزامات هوای خنک سازی همرفتی تا 30% کاهش یافته است. ویژگی اصلی EC افزایش وزن لینر تا 20% است که از نیاز به یک دیواره ضخیم تر برای رسیدن به طول سوراخ مطلوب و ایجاد مقاومت کمانش منشا می گیرد.
یک جایگزین متداول برای افزایش بازده تکنیک های خنک سازی اسپری کردن پوشش های حصار حرارتی و حفاظتی روی دیواره لینر داخلی می باشد. طی 60 سال گذشته، تحقیق برای مواد جدید لینر که بتواند عملکرد را در دماهای بالا فراهم کند صورت گرفته است. لینر های تولید جاری، نوعاً از آلیاژهای پایه نیکل مثل Haynes 230 ساخته می شوند.
کاربرد تکنیک های نشت – برخورد یا فیلم – برخورد اغلب زمانی که یک تاثیر خنک سازی بالاتر مورد نیاز است در نظر گرفته می شود. این تکنیک ها به طرح دوبله دیواره لینر نیاز دارد که در آن دیواره خارجی (در ارتباط با مسیر گاز) در منطقه دیواره دوبله، مشبک می شود. مزیت این روش از استفاده از هوای خنک سازی آن برای رسیدن به یک هدف دوگانه منشا می گیرد نخست هوا در جت های کوچک چندگانه ای شکل می گیرد که خنک سازی تاثیری را برای بخش جلویی دیواره لینر فراهم می آورد. سپس جت برای شکل دادن یک ورقه حلقوی که در خنک سازی همرفتی فیلم کار می کند و برای خنک سازی یک بخش جریان نزولی دیواره روکوب داخلی استفاده می شود همگرایی پیدا می کند. مزیت دیگر خنک سازی تاثیری این است که جت های تاثیری را می توان برای ایجاد خنک سازی فوق العاده روی نقاط داغ لینر تعیین مکان داد. تاثیر خنک سازی بالاتر این تکنیک ها برخی مشکلات در زمینه هزینه، وزن و افت فشار بالاتر می باشد که روی بازده کلی موتور اثر می گذارد. نگرانی دیگر از تفاوت قابل توجه در دما بین دو دیواره منشا می گیرد که به انبساط های مختلف منتهی می شود که می تواند باعث کمانش دیواره داخلی در صورتی شود که نقاط داغ محلی بسیار شدید شوند، همچنین ضرایب انتقال حرارت بالا که بطور نرمال با خنک سازی تاثیری ارتباط دارند را نمی توان بطور کامل در بخش کم جریان شناسایی کرد چون فیلم هوای تخلیه شده از جریان بالا, از بخش جریان کم حفاظت کرده و دمای دیواره درونی فلز را کاهش می دهد و باعث کاهش تاثیر خنک سازی تاثیری می شود.
مثل دیگر اجزای توربین خنک شده، دماهای دهانه هوای محفظه احتراق و خروجی گاز داغ را می توان با حداکثر دمای مجاز دیواره لینر در یک پارامتر تکی که تاثیر خنک سازی نامیده شده و بار حرارتی روی دیواره در یک شرایط انتقال حرارت معین را نشان می دهد، ترکیب کرد. هر قدر این پارامتر بزرگتر باشد، هوای خنک سازی بیشتری مورد نیاز است و روش خنک سازی باید موثرتر باشد (شکل 28).

موتورهای پیشرفته بزرگ به روشنی به محدودیت بالا می رسند که خنک سازی فیلم تنها کافی نمی باشد. در گذشته، یک راه حل جایگزین در کاهش سطح مورد نیاز برای خنک سازی با کوتاه کردن لوله شعله به دست آمد. با پذیرش سیستم های سوخت ارتقاء یافته این امر ممکن گردید. در طول سالها نسبت طول لینر تا 4 برابر برای موتورهای قدیمی و تا 2 برابر برای موتورهای جدید، افت کرد.
پیکربندیهای خنک سازی معمولاً در مدارهای الگویی آزمایش می شوند که در آن عملکرد خنک سازی در محدوده های تعریف شده تعیین می شود. وقتی پیکربندی خنک سازی در محفظه احتراق های واقعی بکار می رود, محدوده های دقیق شناخته نمی شود، این محدوده ها خصوصادر بخش گاز داغ وجود دارند. الگوی جریان و دمای محلی در لوله شعله، چیزهایی هستند که آشنا یی با آنها برای تعیین این محدوده ها الزامی بوده و نمی توان به طور طبیعی آنهارا ارزیابی کرد. به همین دلیل، این کمیت ها باید با استفاده از محاسبات 3D CFD برای جریان محفظه احتراق محاسبه شود که در آن آزاد شدن حرارت موضعی باید به دقت برای انتقال دماهای محلی، سرعت ها و بار تابشی تعیین شود. کدهایی برای این هدف وجود دارد گرچه اطمینان به نتایج هنوز محدود است با این وجود پیشرفت های جاری در دقت پیش بینی های تحلیل نشان می دهد که طرح های بیشتری برای پیکر بندیهای خنک سازی محفظه احتراق، در ترکیب با محاسبات CFD صورت گیرد.
خنک سازی تعریق
برای اینکه هوای خنک سازی نسبت به طرح های مبتنی بر خنک سازی فیلم, موثرتر به کاربرده شود, ورقه سوراخدار تک لایه ای باید توسط ساختار ورقه ای چند لایه ای جایگزین شود که در آن هوای خنک سازی در میان یک مسیر هوا دهی بین لایه ها مسیریابی می کنند. این تنظیم تحت عنوان خنک سازی تعریق نامیده می شود. این روش، یک سیستم خنک سازی ایده ال را بدست می دهد که می تواند کل لینر را در دمای حداکثر ماده نگه داشته و مناطق خنک تر را که از پس ماند هوای خنک سازی استفاده می کنند حفظ نماید.
لینر خنک شده تعریقی از یک ماده متخلخل ساخته شده است که سطح تماس وسیعی را برای انتقال حرارت به گذرگاه هوا از میان آن فراهم می کند. چون سوراخ ها بطور یکنواخت در سطح دیواره پخش شده اند، جت های ریز هوایی از هر سوراخ به سرعت یک لایه حفاظتی یک هوای نسبتاً سرد را در کل سطح داخلی لینر ایجاد می کند. در حین عبور از سوراخ ها, هوای خنک سازی مقدار قابل توجهی از حرارت را از دیواره می زداید. وقتی این انتقال حرارت دیواره همرفتی – رسانایی ترکیب شده با لایه حفاظتی فیلم تخلیه شده مزدوج می شود, کل تاثیر خنک سازی برای توازن معکوس بارهای حرارتی بسیار بالا، که پرتو تابی از شعله را القا می کند, کافی می باشد. این بدان معناست که علاوه بر عمل کردن بعنوان یک ماده متخلخل, دیواره باید دارای ویژگی های انتقال حرارت خوب بوده و دارای ضخامت کافی باشد. یک مشکل این است که به منظور شکل گیری یک لایه مرزی پایدار روی سطح داخلی دیواره، جریان خنک ساز باید تا حد امکان با سرعت کم, بروز کند در حالیکه برای انتقال حرارت حداکثر در دیواره یک سرعت بالا مورد نیاز است. گرچه خنک سازی تعریقی بصورت بالقوه موثرتین روش خنک سازی لینر است ولی به کارگیری عملی آن بخاطر موجودیت مواد متخلخل مورد نیاز محدود می باشد. مواد متخلخل توسعه یافته تا به امروز نمی توانند دوام مطلوب در برابر اکسایش را داشته باشند و همین امر به بسته شدن گذرگاههای کوچک منتهی شده است. این گذرگاهها به بسته شدن با ذرات خارجی در هوا حساس هستند.
خنک سازی نشتی
ساده ترین دستاورد، برای یک نوع کاربردی خنک سازی تعریقی ،یک دیواره سوراخدار با تعداد زیادی از سوراخ های کوچک می باشد. به طور ایده ال سوراخ ها باید به اندازه کافی بزرگ باشند تا عاری از بلوکه شدن توسط ناخالصی ها باقی بمانند ولی باید به اندازه کافی هم کوچک باشند تا نفوذ اضافی جت های هوا در جریان اصلی صورت نگیرد. این نشان میدهد که نفوذ جت کم است و بدین ترتیب می توان در راستای سطح داخلی لینر، یک فیلم یکنواخت از هوای خنک سازی را فراهم کرد. اگر نفوذ بسیار بالا باشد، جت های هوا به سرعت با گازهای داغ ترکیب می شوند و خنک سازی کمی از جریان اصلی دیواره را ایجاد می کنند. خنک سازی نشتی را می توان برای همه یا بخشی از دیواره لینر به کاربرد ولی بخاطر سرعت بالای جریان خنک سازی مورد نیاز, این به بهترین شکل برای اصلاح نقاط داغ موضعی در دیواره لینر استفاده می شود. نقش مفید دیگر خنک سازی نشتی در ارتقا تاثیر یک شیار خنک سازی فیلم همرفتی می باشد. وقتی فیلم هوا از این شیار جریان نزولی را حرکت می دهد دمای آن بتدریج بخاطر وجود گازهای احتراق محیطی, بالا می رود. بتدریج این محل آنقدر داغ می شود که شروع به گرم کردن دیواره لینر به جای خنک کردن آن می کند. اگر خنک سازی نشتی قبل از رسیدن به این نقطه انجام شود، تزریق هوای سرد در فیلم آن را به حفظ موثر خنک سازی برای جریان کم با فاصله طولانی تر فعال می کند.
در خنک سازی نشتی، سوراخ ها بطور نرمال در دیواره لینر حفاری می شوند. مزیت بدست آمده از خنک سازی نشتی زاویه دار با سوراخ های حفر شده در زاویه کم عمق تر دو برابر است.
1- یک افزایش در منطقه سطح داخلی موجود برای زدودن حرارت. این منطقه دارای تناسب معکوس با مربع قطر سوراخ و سینوس زاویه سوراخ می باشد. بنابراین یک سوراخ حفر شده در زاویه برای دیواره لینر دارای سطحی تقریباً سه برابر سوراخ حفاری شده بصورت نرمال در دیواره لینر می باشد.
2-جت های بوجود آمده از دیواره در یک زاویه کم عمق دارای نفوذ کم بوده و بهتر قادر به تشکیل فیلم در راستای سطح دیواره می باشد. تاثیر خنک سازی این فیلم نیز با کاهش اندازه و زاویه سوراخ, ارتقا می یابد. برخی مطالعات نشان داده اند که تاثیر خنک سازی را می توان تا 60% در یک نسبت فشار واقعی1.03 افزایش داد اگر سوراخ در زاویه در قبال حالت نرمال در دیواره سطح ایجاد شده باشد. مشخص است که اجرای عملی خنک سازی نشتی زاویه دار تا حد زیادی به توانایی برای تولید تعداد زیادی از سوراخ های مایل با قطر بسیار کم بستگی دارد. پیشرفت ها در حفاری لیزر این امر را ممکن ساخته است و این روش خنک سازی اکنون بعنوان یک تکنیک قابل قبول از نظر اقتصادی در نظر گرفته می شود. در حال حاضر, محدودیت کمتر روی قطر سوراخ حدوداً mm 0.4 وجود دارد در حالیکه کمترین زاویه قابل حصول در سوراخ فقط است. Andrews تعدادی مقاله را در خصوص خنک سازی لینر پیشرفته ارائه داد.
خنک سازی تاثیری سوراخ مجزا با پوشش کامل و خنک سازی فیلم نشتی در خنک سازی دیواره محفظه احتراق و تیغه توربین گازی مورد استفاده قرار می گیرند. با این وجود, اکثر کاربردها و تحقیقات تجربی برای این تکنیک های خنک سازی بطور جداگانه استفاده شده اند. ترکیب خنک سازی نشتی و تاثیری یک ابزار خوب برای ارتقاء تاثیر کلی خنک سازی را در تیغه های توربین و دیواره های محفظه احتراق و به حداقل رساندن جریان خنک سازی مورد نیاز برای رسیدن به تاثیر خنک سازی مطلوب را ارائه می دهد. خنک سازی ترکیبی نشتی / تاثیری, با تعداد برابری از سوراخ ها و افت فشار اصلی در سوراخ های تاثیری, دارای ویژگی های انتقال حرارت دیواره درونی بسیار خوب با افزایش 45% و 30% برای دو طرح نسبت به وضعیت فقط تاثیری می باشد. تحقیقات خنک سازی نشتی – تاثیری مرکب, نتایج زیر را بدست داده است.
1-انتقال حرارت خنک سازی نشتی – تاثیری مرکب تا حد زیادی تحت تاثیر طراحی دیواره نشتی برای نسبت های قطر سوراخ نشت – تاثیری نمی باشد
2-ضرایب انتقال حرارت نشتی- تاثیری مرکب ارزیابی شده کمتر از مجموع انتقال حرارت دیواره نشتی – تاثیری مجزا تا 0.15-0.20 برای دو طرح آزمایش شده می باشد این نشان میدهد که یک کنش متقابل بین دو حالت انتقال حرارت وجود دارد که انتقال حرارت خالص را کاهش میدهد.
3-نتایج کلی تاثیر خنک سازی مزایای زیادی را که از افزودن خنک سازی تاثیری به خنک سازی نشتی بدست آمده، نشان میدهد. با این وجود بخش خنک سازی فیلم در فرایند که قویاً به اندازه سوراخ نشتی بستگی دارد یک تاثیر قوی روی ضریب انتقال حرارت نشتی- تاثیری دیواره دارد.
هزینه, وزن افزایش یافته, دوام و توانایی برای تعمیر لینر های خنک شده نشتی زاویه دار نگرانی های اصلی هستند که کاربرد آن را محدود می کند. این موضوعات را می توان تنها با تجربه سرویس دهی جامع حل کرد.
پیشرفت های بیشتر در خنک سازی نشتی زاویه دار به تمرکز روی بهینه سازی شکل هندسی سوراخ تمایل دارد. توسعه شکل نشتی در بخش خروجی سوراخ برای ارتقاء تاثیر خنک سازی بخاطر شدت جریان کمتر و نفوذ کاهش یافته جت هوا در جریان گاز داغ, نشان داده شده است. با این وجود, یک روش موثر از نظر هزینه در تولید سوراخ های شکل دار باید توسعه یابد.
همرفتی بخش پشتی افزوده
معرفی یک محفظه احتراق کم بیرون ده باعث بروز چالش های متفاوتی در مقایسه با محفظه های احتراقی معمول شده است. محفظه های احتراق کم بیرون ده برای موتورهای صنعتی پیشرفته, بیرون دهی Nox بسیار کم را با استفاده از اصل احتراق ضعیف(کم مایه) مورد هدف قرار میدهند.
در مفهوم احتراق کم مایه, هدف, استفاده از یک کسر بزرگ از هوا برای احتراق در منطقه محفظه احتراق اصلی برای رسیدن به کاهش در دمای احتراق و بیرون دهی Nox می باشد. تاثیرات روی جریان هوای خنک سازی موجود در شکل 29 آمده است.

Figure 29
همانطور که می توان انتظار داشت, مقدار هوای مورد نیاز برای احتراق کم مایه افزایش می یابد. همانطور که در شکل آمده است, مقدار هوای خنک سازی موجود بصورت متناسب کاهش می یابد. در نتیجه, با یک دمای منطقه اولیه و یک دمای خروجی محفظه احتراق بخش هوای موجود برای خنک سازی تنها 20% است. بنابراین، یافتن روشهای خنک سازی که به هوای کمتر نیاز داشته باشد و یا روشهایی که بتواند از هوا در توالی برای خنک سازی لینر و بعداً برای منطقه اولیه استفاده کند, الزامی می باشد.
این کاربرد خنک سازی بصورت سری می تواند باعث قابل استفاده شدن بخش عمده هوای محفظه احتراق برای خنک سازی بخش پشتی لینر شود. سرعت انتقال حرارت همرفتی در بخش پشتی لینر را می توان با کاربرد سطح ثانویه، فین ها، ستونک ها، تیرک ها و شکل های دیگر سطوح ثانویه که انتقال حرارت همرفتی را افزایش داده و سطح موثر برای چنین تبادل حرارتی را بالا می برد, افزایش داد. جزئیات و روابط انتقال حرارت برای چنین تکنیکهای افزاینده ای بعداً شرح داده می شود. معمولاً این تکنیک خنک سازی به یک دیواره خنک اضافی برای کنترل عبور هوا نیاز دارد. چنین ساختار خنک سازی دیواره دوبله ای الزاماً برای تعبیر در طرح های عملی, آسان نمی باشد. دیواره داخلی داغ می شود و دیواره خارجی سرد می گردد و این امر باعث بروز دماهای تمایزی بالایی شدید شده و از اینرو افزایش اختلاف بین دیواره های خارجی به وجود می آید. بنابراین دیواره خارجی به طور طبیعی به عنوان یک ساختار حفاظتی طراحی می شود در حالی که دیواره داخلی به عنوان صفحات مجزا از نوع لوح پوشش با فاصله آزاد کافی بین آنها برای هماهنگ کردن تفاوت در رشد دمایی، طراحی می شود. برخی طرح ها می توانند مبتنی بر نمودار معکوس باشند که در آن دیواره داغ یک ساختار پیوسته بوده و دیواره خارجی دارای بخش بندی وفنر بندی در قبال لینر می باشد.
اطلاعات خاصی درباره استفاده از عملکرد پیکربندیهای سطوح توسعه یافته ی گوناگون برای لینر ها، شامل تیرک ها، فین ها و ستونک ها در آثار Gardner، Evans و Noble یافت می شود.
یکی از مهمترین پارامترهایی که می تواند کاربرد تکنیک های مربوطه را محدود کند، افت فشار سیستم خنک سازی است که نباید از %2 – 1.5 فشار تخلیه محفظه احتراق فراتر رود در غیر اینصورت باعث بروز مشکلات غیر قابل قبول عملکردی موتور می شود. در میان تکنیک های بهینه سازی انتقال حرارتی گوناگون که می تواند برای این کاربرد، قابل توجه باشد، تعقر دوره ای سطح است که اغلب گودال نامیده می شود و اخیراً در صنعت معرفی شده است وکاربرد سطح پشتی گودالی خنک شده در موقع بهینه سازی با شکل هندسی خاص، ارتقاء قابل توجهی را در انتقال حرارت در افت فشار کم نشان می دهد. ساخت دیواره ی لینر که در بخش گازی هموار است و در سمت سرد, گودالی است، می تواند باعث ایجاد چالش هایی شود. ترکیب این روش خنک سازی با یک پوشش حصار حرارتی می تواند جایگزینهای طرح خوبی را برای سیستم های محفظه احتراق پیچیده تر با بیرون دهی کم ایجاد نماید.
پوشش دهی با حصار حرارتی
یک دستاورد جالب برای به دست آوردن طول عمر رضایت بخش لینر پوشش دادن بخش داخلی لینر با یک لایه نازک از یک ماده کم رسانای حرارت می باشد که اغلب پوشش حصار حرارتی (TBC) نامیده می شود. یک ماده مناسب با تشعشع کم و رسانایی حرارتی کم می تواند دمای دیواره را به دو روش کاهش دهد. با انعکاس یک بخش قابل توجه از شار حرارتی پرتویی و با ارائه یک لایه از عایق بندی حرارتی بین گاز داغ و دیواره فلز، افت دما در TBC با رسانایی حرارتی و ضخامت لایه تغییر می کند و شار حرارتی تا حد زیادی تحت تاثیر انتقال حرارت از گاز داغ به هوای خنک سازی است که اگر دیواره پوشش دار TBC با خنک سازی کافی بخش پشتی آماده نشود، حصار در کاهش دما کمک کمی می کند. یک مزیت دیگر را می توان زمانی به دست آورد که یک پوشش پایه مقاومتی اکسایش بکار رود چون محدوده اکسایش در انتخاب ماده دیواره لینر را کاهش می دهد.
یک TBC ایده ال از نظر شیمیایی خنثی است و مقاوم مکانیکی خوب, مقاوم در برابر شوک حرارتی و مقاوم در برابر پوشش و خوردگی می باشد. مهمتر از همه، باید دارای رسانایی حرارتی کم و دارای ضریب انبساط حرارت مثل فلز پایه باشد. یک TBC با اسپری حرارتی متعارف شامل یک پوشش فلزی (مثل) به اضافه یک یا دو لایه سرامیکی (مثل تریوم پایدار شده اکسید زیر کونیوم Zro2) می باشد.
پیش رفت های اخیر در مقاومت در تغییر نسبی بعد TBC، الزام پوشش میانی را کاهش داده و اکنون پوشش های دو لایه ای برای ارتقا یکپارچگی مکانیکی معین شده اند.
اسپری کردن شعله پلاسما نیز اغلب برای بکارگیری سرامیک و لایه های پوشش پایه استفاده میشود چون برای ارائه پوشش های پایدار و با دوام استفاده می شود. ضخامت کلی پوشش متعارف در حدودmm 0.5-0.4می باشد که دمای فلز را به ترتیب بسته به شار حرارتی، از دیواره لینر کاهش می دهد. در این راستا، قبلاً خاطرنشان شد که یک TBC باید کاملاً موثر باشد و باید زدودن کافی حرارت از بخش خنک دیواره لینر وجود داشته باشد .مطلوب ترین کاهش دما که از بکارگیری TBC به دست می آید، در بالاترین ضرایب انتقال حرارت همرفتی هم در طرف داغ گاز و هم هوای بخش پشتی خنک سازی شده دیواره لینر به دست می آید. این بدان معناست که شکل هندسی لینر پیچیده تر می شود چون ویژگیهای مختلف(مثل فین ها،تیرک هاوغیره) به منظور افزایش انتقال حرارت همرفتی از بخش خنک شده دیواره به منظور حصول کامل حرارت انتقال از پوشش ،TBC در دیواره داخلی اضافه می شوند.
کاهش دمای دیواره به دست آمده در استفاده از TBC را می توان با افزودن یک مقاومت TBC و حل معادلات انتقال حرارت یک بعدی برای ترکیب دیواره لینر به دست آورد که در آن:
رسانایی TBC = K
ضخامت TBC = T
دمای سطح بخش داغ TBC= h T
دمای رابط بین TBC و دیواره لینر = Ti
جزئیات بیشتر درباره طرح های محفظه احتراق عملی و ویژگیهای خنک سازی لینر را می توان در بخش 120 -118 یافت.
انتقال حرارت تجربی پیشرفته و معتبر سازی خنک سازی
روشهای تحلیلی پیش بینی شرایط مرزی دیواره های ایرفویل داخلی و خارجی تا حد قابل توجهی در سالهای اخیر در نتیجه پیشرفت های پیوسته در روش ها و الگوهای شبیه سازی عددی ارتقاء یافته اند. با این وجود، حتی این پیشرفت ها نمی توانند دماهای فلز محلی ایرفویل را با دقت بهتر از تحت شرایط داخلی موتور پیش بینی کنند. این دقت محدود می تواند باعث بروز خطا در پیش بینی عمر اجزا تا 100% شود. به همین دلیل، اثبات تجربی جنبه های گوناگون تجزیه و تحلیل بعد از اینکه تیم طراحی از مفهوم خنک سازی و پیش بینی های تحلیلی به درجه مطلوبی رسید انجام می شود.
دینامیک سیالات محاسبه ای مدرن و روشهای انتقال حرارت امکان تکمیل تجزیه و تحلیل اجزای خنک شده توربین را فراهم می نماید. با این وجود، پیچیدگی شرایط مرزی بیرونی و درونی برای ایرفویل های خنک شده، کالیبره شدن تجربی ، آزمون اثبات تجزیه و تحلیل را به منظور ارائه پیش بینی عمر دقیق برای اجزا ، الزامی می گرداند. وقتی طراحی یک مولفه تکمیل می شود شکل هندسی آن با محدوده های خاصی از طرح کلی موتور تعیین می شوند. طرح جدید ممکن است به اندازه کافی از طرح مرجع موجود با تجربه اجرایی اثبات شده برای آزمون الگوی مورد نظر از لحاظ ویژگی های طراحی جدید و، در صورت لزوم، بررسی موتور یا آبشار داغ, فرق کند.
ارزیابی انتقال حرارت بیرونی و تکنیک های معتبر سازی خنک سازی
ارزیابی های مستقیم انتقال حرارت بیرونی ایرفویل توربین (مقادیر شار حرارت محلی) در سیستم کنش متقابل روتور – استاتور حتی وقتی فقط داده های میانگین زمانی موجود می باشند، کاملاً پیچیده بوده و به تجهیزات تجربی حرفه ای نیاز دارد. چنین تجهیزاتی معمولاً به عنوان تسهیلات سرعت پایین طول عمر بالا یا نزدیک به سرعت کامل و طول عمر پایین پیکربندی می شوند. معیارهای انتقال حرارت اغلب در این تجهیزات با استفاده از گیج ارزیابی شار حرارت در یک فیلم نازک، انجام می شودگیج فیلم نازک دستگاهی است که شامل یک عنصر فلزی نازک دارای یک ظرفیت حرارتی کم پیوند خورده با سطح یک عایق می باشد که در اجزای مورد تحقیق نصب شده است. برخی مثال های این تسهیلات و ارزیابی ها را می توان در مقاله Scholar که توسط Dunn ارائه شده است یافت.
Takeashi نتایج یک تحقیق را برای تاثیر خنک سازی فیلم ارائه داد که برای همان تیغه های الگوی مقیاس بندی شده در یک آبشار ساکن کم سرعت و دو بعدی یا در یک قطعه دورانی توربین هوای سرعت بالا نصب شده بود. کاربرد ویژه برای یک توربین دارای دستگاه تولید توان ساکن بود. توربین شامل 32 پره و 72 تیغه بود. دو تا از تیغه ها به گونه ای پیکربندی شده بودند که می شد هوای یا CO2 خنک سازی یا حرارت داده شده را بین آنها تزریق کرد.تاثیر خنک سازی فیلم براساس معیارهای دماهای سطح و با استفاده از کروماتو گرافی برای تجزیه و تحلیل مقادیر نسبی Co2 جمع آوری شده در جایگاه های منتخب در راستای سطح تیغه تعیین شد. مولفان از سخت افزار موتور استفاده کردند ولی قادر به تولید نسبت چگالی صحیح (اثر نسبت چگالی روی تاثیر فیلم شناخته شده است)به خاطر شرایط عملکردی نبودند.
بیشتر اوقات بخصوص برای پره های نازل توربین، معیارهای انتقال حرارت در آبشارهای ساکن با استفاده از تکنیک های آنالوگی انتقال حرارت انبوه متعارف مثل نفتالین، کریستال مایع، یا روشهای فیزیکی انجام شدند. وقتی تاثیر خنک سازی فیلم باید اندازه گیری شود یک تکنیک فضایی بهتر باید به کار برده شود. یک کاربرد به تازگی توسعه یافته از رنگ حساس به فشار از این ارزیابی ها مزایایی قابل توجه را برای به دست آوردن نتایج کیفی و کمی نشان داده است.
رنگ حساس به فشار
با استفاده از تکنیک رنگ حساس به فشار (PSP) تاثیر خنک سازی فیلم را می توان در سطوح پره های توربین ارزیابی کرد. گاز نیتروژن برای شبیه سازی جریان خنک سازی فیلم استفاده می شود که یک نقشه غلظت اکسیژن متناظر با یک نقشه تاثیربه تناسب انتقال جرم، فراهم می کند.
تکنیک PSP مبتنی بر فوتولومینانس اکسیژن سرما دهی شده می باشد. فوتولومینانس یک ویژگی از برخی اجزا (اجزای فعال PSP) می باشد که برای ساطع کردن نور بعد از روشن شدن با یک منبع نور مناسب استفاده می شود. شدت نور ساطع شده با فشار سیال حاوی اکسیژن آزمون ارتباط دارد برای مثال طول موج آبی (nm 45) را می توان برای تحریک ملکول های فعال با سیگنال برگشت در طول موج زرد (nm 600) استفاده کرد. برای شناسایی و ثبت نور ساطع شده که حاوی اطلاعات فشار و غلظت است، یک فیلتر و یک دوربین CCD را می توان مورد استفاده قرار داد. علاوه بر ارزیابی توزیع فشار استاتیک در صفحه آزمون، حساسیت اکسیژن برای نشان دادن غلظت اکسیژن در مخلوط گاز استفاده می شود. گاز نیتروژن تا دمای جریان آزاد برای حذف خطاهای احتمالی مرتبط با اختلاف دما حرارت داده می شود. سپس از طریق سوراخ های خنک سازی فیلم به جریان اصلی تزریق می گردد. غلظت جرم اکسیژن در جریان کم مخلوط هوا- نیتروژن از نقطه تزریق برای به دست آوردن تاثیر فیلم با استفاده از مقایس انتقال جرم، ارزیابی می شود. کسری از جرم گاز ردیاب (اکسیژن) در مخلوط نزدیک دیواره سطح با دمای دیواره بی دررو برای مقایسه وضعیت انتقال حرارت ارتباط دارد. در تحقیق مرجع, جریان اصلی حاوی تقریباً 79% نیتروژن و جریان خنک سازی حاوی 100% نیتروژن است و تاثیر فیلم را می توان با غلظت های اکسیژن بیان کرد که به وسیله PSP قابل ارزیابی است. بالاترین غلظت نیتروژن (100%) (اکسیژن صفر درصد) را باید در سوراخ خنک سازی فیلم انتظار داشت.
تنظیم آزمون در کاربرد PSP برای به دست آوردن تاثیر فیلم شامل آزمون پره، دوربین CCD و منابع نور می باشد. پره آزمون، که از فولاد ضد زنگ ساخته شده و روکش PSP دارد، در وسط یا در وضعیت نیمه رو به سمت چپ در آبشار نصب می شود. پنجره های مات بلا فاصله پس ازجریان پایین و بالا آبشار نصب شده اند. دوربین CCD در جلوی این پنجره ها برای دیدن سطوح پره در4وضعیتی که درشکل30 آمده قرار می گیرد.

دو تا از آنها برای دیدن سطح فشار (وضعیت های دوربین 1 و 2)، یکی برای دیدن لبه هدایت کننده (دوربین وضعیت 3) و یکی برای دیدن سطح مکش (دوربین وضعیت 4). در این تحقیق خاص، داده ها با بررسی از دوربین وضعیت 1 به دست آمدند که برای معتبر سازی داده های به دست آمده از دوربین وضعیت 2 استفاده شدند که حاوی اطلاعاتی برای کل سطح فشار بود. سه لامپ هالوژن در اطراف دوربین قرار گرفتند که منبع نور برای هر یک از وضعیت های دوربین را ارائه می دهد. تصاویر توزیع شدت لومینانس از سطوح نازل ، توسط دوربین CCD ثبت شده اند که عمدتاً دارای مقیاس خاکستری می باشند. یک برنامه کاهش داده ها، مقادیر ثبت شده را با داده های کالیبراسیون برای به دست آوردن فشار سطح و توزیع تاثیر فیلم مقایسه کردند. برای آزمون خنک سازی فیلم PSP، چهار تصویر مورد نیاز است: یک تصویر تاریک، یک تصویر مرجع، یک تصویر تزریق هوا و یک تصویر تزریق نیتروژن. عبارت داغ به معنی دمایی از جریان اصلی در حدود مربوط بوده و عبارت سرد به معنی دمای مرجع می باشد که در کنترل میشود. تصویر تزریق هوا حاوی اطلاعات فشار استاتیک سرد می باشد درحالیکه تصویر تزریق نیتروژن حاوی فشار استاتیک سطح و اطلاعات غلظت اکسیژن می باشد. PSP نیز به دمای سطح حساس است. بنابراین نازل ها باید در دمای جریان آزاد ثابت باشند. با به دست آوردن نسبت های شدت های شرح داده شده برای چهار تصویر, غلظت اکسیژن در جریان پایین سطح ایرفویل حاصل از تزریق را می توان از توزیع فشار تفکیک کرد. تصاویر تنظیم شده، تصویر کلی از سطح ایرفویل را به وجود می آورد که با داده های کیفی و کمی تاثیر خنک سازی محلی بررسی می شود.
ارزیابی غیر مستقیم آشفتگی
مشکل ترین الزام در یک آزمون انتقال حرارت توربین تولید ویژگی آشفتگی جریان آزاد موتور واقعی است. اصلی ترین چالش برای یک آزمون طراحی شده بطور کامل ارائه آیرودینامیک اصلی و تشابه انتقال حرارت با یک موتور واقعی و نیز تقلید سطح آشفتگی جریان آزاد تولید شده توسط محفظه احتراق موتور واقعی و اثر متقابل روتور-استاتور در زمانی است که تیغه های روتور مورد آزمایش قرار بگیرند. به همین دلیل، ارزیابی تاثیر آشفتگی جریان آزاد در انتقال حرارت همرفتی جریان اصلی محلی در یک موتور واقعی حائز اهمیت است. وقتی چنین داده هایی برای یک نقطه ساکن ثبت شود یک سطح متناسب از آشفتگی جریان آزاد را می توان دقیقاً ارزیابی کرد.
رابطه بین انتقال حرارت همرفتی و شدت جریان آشفتگی جریان آزاد به دست آمده در نقطه ساکن تحت شرایط واقعی، برای به دست آوردن این تشابه مهم در یک جریان آبشاری داغ مهم می باشد.
روشهای همرفتی ارزیابی مستقیم شدت آشفتگی و تاثیر آن روی انتقال حرارت ایرفویل به تکنیک های تجربی حرفه ای نیاز دارد که شامل آنمومتری لیزر Doppler یا آنمومتری سیم داغ به همراه روشهای موجود از ارزیابی های انتقال حرارت می باشد. در نتیجه این ارزیابی های مستقیم انجام شده در طول دهه اخیر, روابط مفید عدد فراسلینگ هم برای نقطه ساکن ایرفویل و هم برای بخش مکش و فشار به دست آمده است. کاربرد عملی چنین روابطی در فرایند توسعه ایرفویل توربین یک مشکل ناشی از آشفتگی جریان آزاد نامعلوم تولید شده توسط محفظه احتراق را نشان می دهد. ارزیابی های مستقیم شدت آشفتگی در یک محفظه احتراق بالای با روشهای همرفتی بسیار مشکل است. در فرایند طراحی خنک سازی ایرفویل توربین، رانش شدت آشفتگی تنها یک مقدار مرجع را نشان می دهد و باعث انجام یک تحقیق برای روش های تجربی ساده شده از ارزیابی انتقال حرارت در موتور واقعی می گردد.
روش شناسی شرح داده شده در بخش 125 مبتنی بر ارزیابی غیر مستقیم شدت آشفتگی با استفاده از پروب شار حرارتی می باشد. با در نظر گرفتن جریان نزولی محفظه احتراق، این ابزار داده های انتقال حرارت نقطه ثابت را به وجود می آورند که متناسب با یک شدت آشفتگی جریان آزاد خاص تعریف شده در تحقیقات قبلی می باشد. پروب شار حرارتی در سیلندر با قطر mm 6.3 با یک حسگر شار حرارتی در یک طرف پروب قرار دارد. حسگر شار حرارتی یک گیج شار حرارتی فویل نازک گاردون گونه با قطر mm 5/1 می باشد. ضریب انتقال حرارت نقطه ساکن را می توان از شار حرارتی ساکن ارزیابی شده دمای دیواره نقطه ساکن و دمای گاز با استفاده از رابطه زیر بدست آورد

دمای دیواره بی دررو براساس یک دمای استاتیک گاز، سرعت فشار و جریان بدست می آید. دمای نقطه ساکن با ترموکوپل قرار گرفته در نزدیکی حسگر شار حرارتی محاسبه می شود. ضریب انتقال حرارت محاسبه شده نیز برای پیش بینی شدت آشفتگی استفاده می شود. روش شرح داده شده یک روش و یک ابزار خاص و مفید برای ارزیابی افزایش انتقال حرارت توسط شده توسط آشفتگی جریان آزاد تخلیه محفظه احتراق می باشد. تولید این افزایش در محیط آبشار داغ، ارزیابی های منطقی تری از بار حرارت را برای توسعه ایرفویل های خنک شده ارائه می دهد.
ارزیابی های انتقال حرارت و جریان داخلی
مطالعات جریان درونی شامل 2عمل اصلی می باشد:
1-ارزیابی های توزیع فشار برای گذرگاه خنک سازی
2-بازنمایی جریان برای آشکار کردن مشکلات پتانسیل مثل سکون یا تفکیک جریان محلی
ارزیابی توزیع فشار و رفتار جریان در گذرگاههای خنک سازی تیغه و پره برای کالیبره کردن الگوهای جریان شبکه استفاده شده در طرح خنک سازی مهم می باشند. ارزیابی های فشار استاتیک برای تعیین افت های فشار از میان گذرگاههای خنک سازی استفاده می شوند.
در مراحل اولیه چرخه بهینه سازی اجزای خنک سازی شده, وقتی سخت افزار موتور واقعی موجود نمی باشد, الگوهای مقیاس بندی شده استفاده می شوند. فرایند استریولیتو گرافی الگو سازی سریع براساس کاربرد یک فوتوپلیمر آکریلیک حساس به نور لیزر در حال حاضر برای ساخت الگوهای مقیاس بالای تیغه یا اندازه کامل با ارائه شباهت هندسی دقیق از کل جزئیات گذرگاههای خنک سازی درونی و ویژگی های افزایش انتقال حرارت استفاده می شود. فرایند استریو لیتوگرافی از یک فایل شکل هندسی 3D تولید شده با کامپیوتر برای کنترل حرکت پرتو متمرکز شده لیزر استفاده می کند که یک فوتوپلیمر مایع را لایه به لایه جامد می کند. این فرایند الگوهای نیمه شفاف دقیقی را حتی برای شکل های هندسی بسیار پیچیده تولید می کند. پولیش کردن الگو برای رسیدن به یک شفافیت کامل برای تحقیقات جریان داخلی الزامی است. بخاطر شباهت شکل هندسی کامل بین الگوی مقیاس بالا و طرح مقیاس کامل, نسبت مورد نیاز سرعت های جریان برابر با مربع مقیاس الگو می باشد. یک الگوی مقیاس بالا، مزیت بسیار مهمی از بدست آوردن ارزیابی دقیق توزیع فشار در گذرگاههای خنک سازی را ارائه می دهد. تعیین نهایی توزیع افت فشار را می تواند در طراحی مقیاس کامل سخت افزار تجهیز شده در بخش های فشار محلی انجام داد.
پدیده جریان پیچیده در گذرگاههای خنک سازی را می توان با کاربرد یک تکنیک بازنمایی جریان درک کرد. بازنمایی جریان یک ابزار تجربی قدرتمند است که می تواند زمان با ارزش بهینه سازی را صرفه جویی کرده و به تفسیر داده های آزمون دیگر کمک کند. علاوه بر این, ارزیابی های سرعت جریان کمی را می توان بطور همزمان در صورتی که تکنیک بازنمایی امکان حرکت از ذرات مجزایی که باید توسط دستگاه های نوری سرعت بالا بررسی شوند فراهم کند، انجام داد. این تحقیق معمولاً در داخل یک الگوی نیمه شفاف مقیاس بالا انجام می شود. یک تکنیک بازنمایی ساده تر را می توان براساس کاربرد حبابهای صابون پر شده با هلیم شناور شده بطور خنثی با اندازه کنترل شده انجام داد که با یک تولید کننده حباب مجزا تولید شده اند. حبابها الگوهای جریان هوا را با سرعت هایی تا fps 200 دنبال می کنند. چون آنها از خطوط جریان پیروی می کنند بندرت با اشیاء در جریان هوا برخورد می کنند و بسیار بادوام هستند. حرکت حبابها در سرعت های کمتر تا fps 30 را می توان با استفاده از فیلم متعارف و نوردهی, عکس برداری کرد. برای سرعت های بالاتر, فیلم خاص و نوردهی ویژه مورد نیاز است با یک منبع نور منقطع، حرکت بصورت قطعه هایی در عکس بنظر می رسد که می توان از آن برای بدست آوردن ارزیابی کمی سرعت جریان موضعی استفاده کرد. هدف اصلی این تحقیقات شناسایی سریع هر منطقه ساکن، باز جریان و تفکیک یا هر حالت در رفتار جریان می باشد که می تواند شامل عملکرد خنک سازی طراحی شده نیز باشد. اگر هر کدام از این پدیده ها موجود باشند، الزاماً برای غلبه بر آنها باید تغییرات طرح تلفیق شوند.
یک تکنیک توصیه شده تجربی که تحت عنوان تصویر سازی حرارتی خوانده می شود توسط Hippensteele پیشنهاد شد و از آن به بعد این تکنیک در سطحی وسیع برای ارزیابی های انتقال حرارت همرفتی موضعی مستقیم در گذرگاههای خنک سازی استفاده شده است. پیشرفت ها در سیستم های ویدیوئی رشد قابل توجهی از روش تصویر سازی را ارائه داده است. پوشش دهی کریستال مایع ترموکرومیک TLC را می توان بعنوان یک ترکیب ارگانیک موجود در حالت بین فازهای مایع و جامد شرح داد.
وقتی ملکول های آن در یک وضعیت آشفته باشد، محورهای آن دوران می یابد و باعث بروز رنگهای انعکاس یافته روشن نور می شود. تاثیرات آشکار از طریق یک تغییر از بی رنگ به قرمز نشان داده شده اند. وقتی دما بالا می رود, رنگیها از میان یک دامنه از طیف مرئی به آبی/بنفش و در نهایت در دماهای بالاتر بی رنگ عبور می کند. یک مزیت اصلی از پوشش کریستال مایع وضعیت قابل برگشت آن است که به برخی از آزمون ها اجازه می دهد تا بدون به کارگیری پوشش انجام شوند و نیز داده هایی را در طول همان آزمون بوجود می آورد. مشروط براینکه تحولات با بیشتر از یک رنگ ثبت شوند داده ها یی که از تصویر سازی حرارتی بدست می آید را می توان در یک طرح شبه رنگی از پیکسل های بسیار زیر ارائه داد که ماتریس انتقال حرارت کل گذرگاه درونی ایرفویل یا یک منطقه خاص را نشان میدهد. هر رنگ با یک دامنه خاص از ضرایب انتقال حرارت تناسب دارد. این مقادیر شرایط مرزی انتقال حرارت درونی مورد نیاز برای تحلیل حرارت را تعریف می کند.
کریستال مایع (برای مثال ، Hallcrest ،R35c1w) روی سطح داخلی الگوی نیمه شفاف قبل از آزمون اسپری می شود. برای یک پیش زمینه بصری بهینه برای نمایش کریستال مایع, سطح آزمون با رنگ سیاه اسپری می شود. دستگاه های نمایش نوری و شفاف سازی غیر براق در بیرون نصب می شوند. مثال سیستم پردازش تصویر شامل یک دوربین ویک ایستگاه کاری گرافیک سیلیکونیIndy
(R4000 SC) است. ضرایب انتقال حرارت با تکنیک شرح داده شده توسط Metzgar و Larsor و wang که از راه حل انتقال حرارت گذرا برای صفحه نیمه-نامحدود استفاده می کنند، ارزیابی می شوند. تکنیک تصویر سازی در شکل 31 آمده است.

جریانات هوای از پیش توسعه یافته که شباهت آیرودینامیکی ایرفویل واقعی را ارائه می دهد از میان یک حرارت دهنده یا گرمکن الکتریکی درون خطی قبل از ورود هوا به بخش آزمون عبور می کند. مقدمتاً هوای حرارت داده شده از الگو منحرف می شود تا دیسک الگودر دمای یکنواخت (دمای اتاق) باقی بماند. آزمایش با بازکردن ناگهانی سوپاپ انحراف ساز برای هدایت جریان هوای حرارت داده شده در میان الگو آغاز می شود. وقتی دمای هوای حرارت داده شده به دمای تحول می رسد, تغییر رنگ TLC در نقاط مختلف الگو اتفاق می افتد و نخست در منطقه ای با بیشترین انتقال حرارت همرفتی صورت می گیرد. اطلاعات تغییر رنگ به سیستم بررسی داده ها وارد می شود. نرم افزار تغییر و تحولات گذرا را بررسی کرده و ماتریس های زمانی را تولید می کند.
ضرایب انتقال حرارت همرفتی موضعی در هر نقطه روی سطح از واکنش کریستال مایع با حرارت دهی همرفتی محاسبه می شود. تکنیک کاهش داده ها, داده های واکنش گذرا را به ضرایب انتقال حرارت همرفتی یا اعداد نوسلت تبدیل می کند. این آزمون اغلب در الگوهای اکریلیک تیره مقیاس بالا برای شبیه سازی شکل هندسی واقعی و دامنه عدد رینولدز انجام می شود. هر پیکسل یک ضریب انتقال حرارت محلی یا عدد نوسلت را تولید می کند. ضرایب انتقال حرارت تولید شده با این روش با مقادیر طرح اولیه مقایسه می شود و هرگونه تنظیم الزامی برای تحلیل حرارتی انجام می شود.
شبیه سازی انتقال حرارت مزدوج و معتبر سازی در یک آبشار داغ
معتبر سازی تاثیر خنک سازی تیغه در آبشار داغ
پارامترهای شباهت انتقال حرارت و آیرودینامیک که قبلاً بحث شد باید برای شبیه سازی جریان موتور واقعی و میدان های حرارتی در آزمونهای آبشار داغ به کار گرفته شود. دو نوع اصلی از آبشارهای داغ وجود دارد: تسهیلات دمش پایین گذرا و تجهیزات پایدار با قابلیت خوب انجام آزمونهای گذرای. تجهیزات پایدار آبشار داغ بخاطر عدم قطعیت های کمتر در آزمون ترجیح داده می شود. با این وجود در برخی موارد خاص وقتی سرعت های جریان اصلی بالا مورد نیاز است، تسهیلات دمش پایین می تواند مزیت هایی را ایجاد کنند. شکل 32 ویژگی های متعارف یک آبشار پایدار را نشان می دهد که شامل بخش حلقوی مسیر شکاف دارای 5 تا 7 ایرفویل می باشد که شرایط مرزی واقعی را برای ایرفویل در وسط آبشار ایجاد می کند. در یک حالت ایده ال، توزیع دما و سرعت جریان در آبشار داغ و موتور باید برابر باشد. با این وجود, مشکلات در شبیه سازی پروفایل های شعاعی واقعی در تجهیزات آبشار ساکن و نیز سکوی تیغه پیچیده و جریان های منطقه راس آن اغلب شبیه سازی را تا مقادیر میانی دهانه محدود می کند. پارامترهای شباهت شناسایی شده برای لایه مرزی که در سطوح تیغه توربین گازی در حال توسعه هستند که شامل,Pr,ReMa, Tw/Tg و Tw/Tg,PrCp/CvوCp/Cv می باشندکه می توان آنها را در زمانی که دمای کل آبشار داغ برابر با روتور توربین واقعی نسبت به کل دما تنظیم شده است، بدست آورد. با این حال این تسهیلات دارای قابلیت اجرا تا شرایط عملکردی نزدیک به شرایط عملکردی موتور را ندارند و دماهای کار کمتر و فشارهای کمتر را می توان برای ایمنی و دوام بیشتر تجهیزات انتخاب کرد. با این وجود پارامترهای شباهت Cp/Cv,Tw/Tg, pr باید نزدیک به شرایط موتور باشد. دمای کل محلی آبشار داغ و فشار آن،که شرایط موتور را شبیه سازی می کنند، باید با یک پروب Kiel خودکار و ترموکوپل ارزیابی شوند.
اصول شباهت بکار برده شده در بخش جریان اصلی گاز در آبشار داغ باید در بخش خنک ساز ایرفویل نیز در نظر گرفته شنود. به علاوه سرعت جریان جرم گاز به خنک ساز و نسبت های دمای کل گاز به خنک ساز باید هماهنگ شوند. رقابت انتقال حرارت همرفتی اجباری در سطوح تیغه توربین گازی به شباهت نیاز دارند.
عدد نوسلت در توربین و در آبشار داغ در صورتی که شباهت همه این پارامترها تقویت شده باشد باید شبیه به هم باشد چون عدد نوسلت دارای یک وابستگی عملکردی مستقیم در عدد رینولدز محلی ، عدد پرانتل و نسبت دمای دیواره به جریان آزاد می باشد. باید خاطر نشان شود که فهرست پارامترهای شباهت استفاده شده از شکل ناپایدار حرکت و معادلات انرژی بدست می آید بعلاوه آشفتگی جریان آزاد نیز روی انتقال حرارت ایرفویل اثر می گذارد و باید در طول آزمونهای شبیه سازی انتقال حرارت در نظر گرفته شود. بطور ایده ال شدت آشفتگی جریان آزاد و مقیاس طول متعارف از گردابهای آشفتگی خاص و نیز ناپیوستگی ذاتی دوره ای محیط توربین باید در محیط شبیه سازی در نظر گرفته شود. معلوم شده است که جریان آشفتگی دارای یک توازن مومنتوم متفاوت بخاطر وجود نیروهای برش آشفتگی علاوه بر نیروهای برشی ناشی از ویسکوزیته ملکولی می باشد. عوامل سیال نیز نیروهای مضاعف ناشی از ناپیوستگی های دوره ای ذاتی در توربین را تجربه می کند. بنابراین انتقال حرارت همرفتی در سطح با شار حرارت اضافی ناشی از آشفتگی و ناپیوستگی غیر ذاتی افزایش می دهد.
برای شبیه سازی انتقال حرارت همرفتی بیرونی، عداد رینولدز محلی در دهانه تیغه (یا نازل) تحت شرایط موتور محاسبه می شود. عداد رینولدز مشابه باید در دهانه آبشار داغ تولید شود. کل فشار در بخش دهانه آبشار را می توان به روشی محاسبه کرد که عدد رینولدز دهانه و مقدار عدد Mach برای دمای عملکرد آبشار از پیش شرح داده شده هماهنگ باشند.
شرایط شباهت شکل هندسی یا ویژگی طول در بیان حالت اعداد رینولدز و نوسلت را می توان به راحتی با استفاده از یک الگوی مقیاس کامل در بخش آزمون آبشار تامین کرد. برای همین اعداد رینولدز در آبشار داغ و توربین, با استفاده از معادله وضعیت و تعریف عدد Mach سرعت شار جرم جریان آزاد به صورت زیر تعریف می شود.

اگر مولفه شبیه سازی شده یک تیغه روتور باشدwtur با سرعت جریان نسبی با توجه به روتور متناسب می باشد. فشار استاتیک PhcودماThc ،مقادیری برای آبشار داغ هستند که می توان با کمیت های کلی با استفاده از روابط ایزنتروپیک جایگزین کرد. بروز حالت فشار کل آبشار داغ متناسب با دمای کل آبشار اپراتور انتخاب شده را می توان از رابطه زیر بدست آورد:

در این مرحله شرایط توربین شامل اعداد Mach و رینولدز شناخته شده هستند. دمای کل را می توان به راحتی با تغییر شرایط اجرایی محفظه احتراق کنترل کرد. محاسبه فشار کل آبشار داغ نیاز به یک روند خاص دارد چون نسبت حرارت ویژه و ثابت گاز در آبشار داغ نیز هنوز شناخته نشده است گرچه دمای کل تعریف شده است. نسبت حرارت ویژه دارای برخی وابستگی های غیر جزئی دمای استاتیک است. چون دمای استاتیک آبشار داغ در ابتدا شناخته شده است از اینرو ویژگی های سیال را می توان بصورت تقریبی در دمای استاتیک توربین محاسبه کرد. این دستاورد امکان محاسبه تقریبی کل فشار, دمای استاتیک و فشار استاتیک در آبشار داغ را فراهم می کند. در این مرحله, برخی خطاها در سه کمیت محاسبه شده وجود دارد چون تقریب اولیه از نسبت حرارت ویژه و ثابت گاز تشکیل شده است. دمای استاتیک آبشار داغ حاصلThc بسیار دقیق تر از تقریب اولیه است یعنی Thc=T tur. اگر ویژگی های الزامی با دمای استاتیک جدید بدست آید و کل فشار, دمای استاتیک و فشار استاتیک محاسبه شود نتیجه حاصل بسیار دقیق تر از نتایج بدست آمده در مراحل قبلی خواهد بود. اگر این فرایند چند بار تکرار شود تا وقتی که ویژگی ها در یک مقدار پایدار همگرایی پیدا کنند، یک راه حل دقیق برای فشار کل آبشار داغ را می توان بدست آورد.
وقتی دمای کل جریان آزاد در آزمون شبیه سازی انتخاب می شود، کل دمای خنک ساز با هماهنگ کردن نسبت خنک ساز کل به دمای جریان آزاد موتور محاسبه می شود. گرچه سرعت جریان خنک ساز موتور اغلب بصورت کسری از نسبت جریان گاز اصلی محاسبه می شود شرایط دمای کل مختلف موجود در توربین و آزمون شبیه سازی می تواند باعث بروز مقادیر بسیار متفاوتی از سرعت های جریان جرم خنک ساز در زمانی که عدد رینولدز برای توربین و شبیه ساز بخاطر تغییر ویسکوزیته خنک ساز ثابت نگه داشته شده است شود. بنابراین نسبت خنک ساز آبشاری داغ به سرعت جریان آزاد جرم باید بگونه ای تنظیم شود که با عدد رینولدز خنک ساز در توربین هماهنگ باشد اگر گذرگاه خنک ساز درونی با یک سرعت جریان خنک ساز بالا طراحی شود هماهنگی عدد Mach محلی خنک ساز القا می گردد.
کاربرد ایرفویل های واقعی در آبشار داغ شباهت در انتقال حرارت رسانایی را تضمین می کند. داده های تجربی انتقال حرارت مزدوج را می توان زمانی بدست آورد که شباهت انتقال حرارت همرفتی درونی و بیرونی علاوه بر شباهت در انتقال حرارت رسانایی بدست آمده باشد.

شرایط مرزی تجربی دیسک توربین
برای 30 سال گذشته یک علاقه رو به رشد در مکانیک سیالات و انتقال حرارت برای سیستم های دیسکی در حال دوران وجود داشته است. Dorlman در سال 1960، راه حل های تحلیلی مبتنی بر تشابه اعداد رینولدز را برای سیستم های دیسک-استاتور گردشی منتشر کرد. اکثر تحقیقات تجربی اولیه برای مورد عمومی ساده شده طراحی شدند که به سمت کاربرد خنک سازی کاربردی دیسک توربین هدایت شد. تحقیقات بعدی تاثیرات پیش خمیدگی را مورد خطاب قرار میدهند که هوای خنک سازی را در تیغه و درزگیری طوقه دیسک تغذیه می کند تا از نفوذ گاز داغ به مجموعه دیسک جلوگیری کند.
دو الزام اصلی عملی در موقع بهبود سیستم روتور – استاتور توربین وجود دارد:
1-ضرایب انتقال حرارت محلی دیسک توربین را برای سرعت دوران، شکل هندسی، و پیکربندی خنک سازی دیسک تعریف کنید.
2-سیستمی را فراهم کنید که از ورود گاز داغ به مجموعه دیسک جلوگیری می کند
پیش بینی انتقال حرارت دیسک مبتنی بر بازنمایی جریان و سرعت زاویه ای جریان ارزیابی شده از مرکز جریان بین دیسک و استاتور یک روش متعارف در راستای ارزیابی های مستقیم پیچیده از دماهای موضعی دیسک یا شارهای حرارتی بود.
برخی روشهای بازنمایی جریان برای هوا در مجموعه مبتنی بر کاربرد Ticl4 بودند که بصورت شیمیایی با هوای مرطوب برای تولید دود سفید با چگالی بالا واکنش می دهد. این روش بازنمایی جریان بصورت عملی در حال حاضر بخاطر تولید مواد سمی عملی نمی باشد. این موضوع خاطرنشان شد که توزیع فشار غیر متقارن در جریان اصلی در بخش شکاف دیسک-استاتور می تواند یک الگوی موج پایدار از ورود گاز داغ به مجموعه را حتی در زمانی که جریان هوای خنک سازی از جریان پمپاژ دیسک فراتر می رود، ایجاد نماید. این پدیده باید در زمانی مورد توجه قرار گیرد که یک سیستم استاتور-روتور واقعی بهینه سازی شود.
یک تکنیک تجربی برای تحقیق در مورد ورود گاز داغ و توزیع انتقال حرارت همرفتی موضعی در راستای دیسک توربین و استاتور مبتنی بر کاربرد پوشش کریستال مایع در یک آزمون گذاری حرارتی توسط Metzger شرح داده شد: نتایج اخیر در ASU برای اشکال هندسی روتور – استاتور کاربردی، بعداً شرح داده می شود. یک تحقیق دیگر از تاثیر دوران روی دقت آزمون کریستال مایع توسط Camci انجام شد و او یک دیسک اکریلیک را با یک دیسک آلومنیمی با مقاومت بالا که با یک لایه بالسا پوشانده شده و برای تامین واکنش عبور یک بعدی از جامد نیمه-نامحدود الزامی بود, استفاده کرد. سطح رویه بالسا با رنگ مشکی رنگ آمیزی شد و با کریستال مایع نازک پوشانده شد. پوشش رویه دیسک و استاتور اکریلیک با بلورهای مایع که دارای تفاوت زیادی در دمای تحول بودند اجازه انجام تصویر سازی حرارتی، انتقال حرارت برای دیسک و استاتور در طول یک آزمون را فراهم می کند این دستاورد مورد استفاده قرار گرفت و در یک سیستم
استاتور – روتور توربین صنعتی با مقیاس کامل مورد استفاده قرار گرفت. ویژگی های قابل توجه طراحی برای این مجموعه شامل:
-دیسک توربین با مقیاس کامل با درزگیری طوقه و سیستم حمل و نقل هوای پیش گردابی (تغذیه هوا در سوراخ های دیسک زاویه که گذرگاههای خنک سازی تیغه را نشان میدهد).
-فاصله های آزاد درزگیری طوقه قابل هماهنگ سازی و فواصل دیافراگم محوری دیسک-به- استاتور.
-دیافراگم ساکن شفاف که امکان بازنمایی جریان و تحقیق انتقال حرارت در مجموعه دیسک را ایجاد می نماید
=عبور جریان اصلی حلقوی با پره های نازل (شبیه سازی آیرودینامیک های توربین گاز واقعی در شکاف محوری طوقه دیسک)
-متحرک با سرعت متغیر
-جریان ورودی و خروجی شعاعی قابل تعدیل در مجموعه
این مجموعه حفاری را می توان برای اجرا در نزدیکی دمای محیطی برای ایجاد شباهت آیرودینامیکی جریان بین محیط توربین واقعی و مجموعه حفاری طراحی کرد. جریان اصلی (شبیه سازی گاز داغ) و جریان های پیش حلقوی (شبیه سازی هوای خنک سازی) ارزیابی شده اند و برای سرعت های مطلوب تنظیم شده اند. بازنمایی جریان در مجموعه دیسک – استاتور و تجربیات تصویر سازی حرارتی (بلور مایع) برای بدست آوردن ضرایب انتقال حرارت همرفتی محلی شبیه موارد قبلاً ذکر شده برای تحقیقات گذرگاه درونی تیغه می باشد. سوپاپ های مبدل می توانند بطور پیوسته هوای از پیش حرارت داده شده را به جریان اصلی یا مجموعه پیش حلقوی، وارد کنند.
یک مشارکت مهم در این موضوع شامل تاثیر تیغه های جریان پایین در ورود گاز داغ در طی چند سال گذشته توسط تیم تحقیقاتی در دانشگاه Aachen انجام شد و معتبر سازی تجربی با ارزشی از الگوهای عددی را بوجود آورد که توسط دانشگاه ارائه شده بود.

تائید خنک سازی در یک آزمون موتور
ابزار بندی متعارف
معتبر سازی نهایی سیستم خنک سازی منتخب نوعاً در یک الگوی موتور برای ابزار بندی با حسگرهای فشار و دما در اجزای خنک شده بخش داغ و نیز در حفره های روتور – استاتوربه تفصیل بیان می شود که هوای خنک سازی را تامین می کنند. در گذشته, ابزار بندی ایرفویل با ترموکوپل ها در آزمون مقیاس کامل توربین ، تکنیک اصلی برای معتبر سازی طرح می باشد.
پرهزینه ترین و وقت گیرترین فاکتور، ابزار بندی اجزای دورانی بود. بعلاوه جمع آوری داده های آزمون از طریق یک سیستم چندگانه یا حلقوی تنها اطلاعاتی را درباره دمای محلی ارائه می داد اخیراً برخی تکنیک های توسعه یافته جدید بکار برده شده اند که نیازمند به زمان آزمون کمتر و ارائه اطلاعات دقیق تر درباره توزیع دمای سطح مولفه می باشد.
پیرومتر درج شده درگاه بروسکوب
این سیستم اغلب مبتنی بر یک پروب پیرومتر هوای خنک شده که می توان در میان درگاه بورسکوپ موجود درج کرد. خنک سازی هوای باعث می شود که این سیستم نسبت به پیرومترهای آب خنک شده یا نیتروژن همرفتی بیشتری داشته باشد. راس نوری پیرومتر با یک کابل فیبر نوری به یک مبدل فوتودیود با خروجی هایی تا یک آمپلی فایر الکترونیکی نصب می شود و یک سیستم کنترل و ثبت و یک سیستم نمایش نیز در این مجموعه قرار دارد. سیستم ثبت سرعت بالا، داده های مربوط به هر تیغه را در چارت ثبت، جمع آوری کرده، نمایش داده و طراحی می نماید این سیستم در قبال ترموکوپل های نصب شده در تیغه ها کالیبره می شود و بعنوان یک ابزار تشخیص برای شناسایی مشکلات بالقوه خنک سازی تیغه کالیبره می گردد.
رنگ های حرارتی دما بالا
تکنیک ارزیابی دمای دیگری مبتنی بر کاربرد رنگ های حرارتی دما بالاست که دائماً رنگشان در موقعه قرار گرفتن در معرض دماهای بالاتر تغییر می کند. تغییر رنگ به دما و زمان در دما حساس است.
این تکنیک یک نقشه از دماهای سطح را تا نشان میدهد گرچه اپراتورهای آموزش دیده می توانند نتایج را با دقت تفسیر کنند. تکنیک رنگ حرارتی یک ابزار مهم برای کمیت سنجی نهایی اجزای خنک شده توربین قبل از تولید بخش های ساخته شده می باشد. تغییرات جزئی در شکل هندسی گذرگاههای خنک سازی را می توان با کاربرد الگوسازی سریع تولید کرد.که این، امکان آزمایش پیکربندی های رنگین کمانی اجزا در یک آزمون رنگ حرارتی تکی و بنابراین کیفیت سنجی بهترین پیکربندی برای تولید را فراهم می کند. پیشرفت های بیشتر در این تکنیک شامل یک روش شناخت رنگ کامپیوتری خودکار می باشد. این روش شناسایی رنگ دقیق و سریع را در زمانی که یک شیء به شکل صحیحی شفاف شده است بوجود می آورد. ارزیابی صحیح عدم قطعیت های تجربی باید در طول کلیه مراحل شرح داده شده در بخش بالا انجام شود Moffat دستورالعمل هایی را برای ارزیابی عدم قطعیت های تجربی اراده می دهد.
آزمون رنگ حرارتی معمولاً چرخه توسعه برای خنک سازی ایرفویل پیشرفته را تکمیل می کند. بعد از آن, طرح منتخب برای آزمون و تولید مقاومت توربین گاز بهینه سازی شده آماده است.
بررسی های چند نظامی در انتخاب سیستم خنک سازی توربین
پیشرفت ها در موتورهای توربین گازی مدرن توان ویژه بالا و بازده بالا نوعاً با افزایش در نسبت فشار کلی و دمای اجزا, ارزیابی می شود. این روند باعث می شود که دمای اجرایی گاز تا حد قابل توجهی از محدوده قابلیت ماده قابل قبول فراتر رفته و به کاربرد خنک سازی برای اجزای بخش داغ موتور تکیه کند. ایجاد جریان هوای خنک سازی توربین بیشتر ازجریان پایین محفظه احتراق در یک سیستم خنک سازی چرخه باز برپایه هوا, تاثیر منفی آن روی عملکرد چرخه را افزایش میدهد. در همین زمان کاهش مقدار هوای موجود برای محفظه احتراق وظیفه خنک سازی لینر و کنترل بیرون دهی را مشکل تر می نماید.
این باعث بروز یک چالش اصلی برای طراحان سیستم خنک سازی می شود. یک سیستمی را انتخاب کنید که به حداقل مقدار هوای خنک سازی نیاز داشته باشد و کمترین تاثیر منفی روی دوام موتور, عملکرد و وزن آن, بیرون دهی، هزینه و پیچیدگی ساخت آن را برجای گذارد. چنین وظیفه ای می تواند تا حد زیادی از مشارکت در یک طرح موفق یعنی تلاش بهینه سازی چند نظامی بهره ببرد.

فرایند طراحی بخش داغ موتور به صورت مرحله به مرحله که حلقه متوالی طرح خنک سازی – طرح مکانیکی – طرح آیرودینامیکی – تحلیلی چرخه ترمودینامیکی را دنبال می کند بعنوان یک فرایند قدیمی بخاطر وجود مرزهای توسعه یافته در هر نظام مطرح می شود. یک رشد قابل توجه در فرایند بهینه سازی برای موتورهای توربین گازی پیشرفته را می توان از طریق کنش متقابل بین نظام های گوناگون شرکت کننده در توسعه را بدست آورد. این دستاورد اغلب نیاز به بررسی هایی در هر نظام جهت هماهنگ سازی محدوده های درون نظامی اصلی دارد. برنامه بهبود موتور با یک ویژگی از کاربرد, عملکرد, هزینه، محدوده های بیرون دهی و اهداف وزن / اندازه و پیشرفت های بعدی در تحلیل چرخه ترمودینامیکی و تعریف شکل هندسی مسیر گاز شروع می شود. حتی در این مرحله اولیه توسعه, موضوع خنک سازی دارای نقشی برابر با بررسی های ساختاری و ایرودینامیک تاثیر گذار روی نسبت قطر مرکز به راس تیغه, قطعات کاری بین مراحل, نسبت حجم به سطح لینر محفظه احتراق و غیره ایفا می کند. برای اینکه یک برنامه توسعه موفق باشد, یک فرایند مهندسی درست در طول این فازهای طراحی اولیه و مفهومی مورد نیاز است. وجود خطر بین نظام ها که به حاشیه های ایمنی قابل توجیه منتهی می شود و مبتنی بر تحلیل خطر احتمالی است باید جایگزن دستاورد ذخیره ای دیگری شود که مبتنی بر مجموعه حاشیه های ذخیره ای تعریف شده در هر نظام می باشد. این تغییر در فرهنگ طراحی برای توسعه موثر یک موتور از نظر هزینه و عملکرد بالا, مهم می باشد.
دمای بالای ورودی توربین برای افزایش توان ویژه یک موتور باعث کاهش نسبت نیرو به وزن می شود که برای موتورهای آیرودینامیکی مهم است. نسبت فشار کمپرسور بهینه شده باید با دمای گاز بالاتر افزایش می یابد. نسبت فشار افزایش یافته یک فاکتور اصلی در ارتقاء بازده موتور است. متاسفانه دمای گاز بالاتر و دمای افزایش یافته هوای خنک سازی که از نسبت فشار کمپوسور بالاتر حاصل می شود نیاز به جریانهای خنک سازی توربین بالاتر داشته و یک تاثیر کاهنده روی ارتقاء عملکرد موتور را ایجاد می کند.
برای موتورهای صنعتی که به اندازه و وزن به اندازه موتورهای آیرودینامیکی حساس نیستند, این فاکتور اغلب به استفاده از دماهای ورودی توربین نسبتاً بالا منتهی می شود. هزینه موتور از استفاده از مواد پیشرفته، سیستم های خنک سازی پیچیده و فرایند های تولید مربوطه، حصار حرارتی و پوشش های مقاومت در برابر اکسایش و طرح های پیچیده تر اجزای بخش داغ افزایش می یابد. شکل 35، روند متعارف در افزایش بازده موتور، هزینه ویژه، الزامات جریان خنک سازی توربین متناسب با دمای رو به افزایش ورودی توربین را نشان می دهد. افزایش شتاب دار بودجه هوای خنک سازی و دماهای گاز بالای با توجه به الزام استفاده از یک مقدار زیاد هوا برای خنک سازی فیلم بخصوص در زمانی که نسبت فشار کمپرسور از 50 -30 تجاوز می کند و دمای هوای خنک سازی از فراتر می رود، ایجاد می شود. طرح خنک سازی اولیه اجزای توربین را می توان بعد از تعریف شکل هندسی مسیر گاز و پارامترهای ترمودینامیکی موتور آغاز کرد. در این راستا، یک طراح سیستم خنک سازی باید تعدادی از فاکتورهای چند منظوره را در نظر بگیرد: تاریخچه طراحی گذشته شرکت، فاکتورهای محدود کننده عمر، فاکتورهای تاثیر گذار روی هزینه ماده و تولید، محدودیت های بیرون دهی(ساخت) و موجودیت پایگاههای اطلاعاتی و تسهیلات برای اثبات و تائید روش های خنک سازی پیشرفته ی یک شرکت که به کنش متقابل نظام عرضی دست می یابد، روش شناسی طرح یکپارچه را توسعه داده و الگویتم های بهینه سازی مبتنی بر تجربه مرتبط با فاکتورهای مختلف را بیان می کند.

یکی از مهمترین تصمیم های طراحی ،که نه تنهاروی انتخاب سیستم خنک سازی بلکه روی طراحی کل بخش داغ توربین اثر می گذارد، با بار کار مرحله توربین1 ونسبت فشار متناظر مرحله ارتباط دارد.بار بیشتر مرحله 1باعث یک تفاوت نسبتاً بیشتر بین مرحله 1 تیغه و دماهای نسبی منتهی می شود و باعث بروز الزامات جریان خنک سازی کمتر برای تیغه و احتمال استفاده از خنک سازی درونی تیغه برای دماهای بالای گاز ورودی توربین بدون کمک خنک سازی فیلم می شود.
مهمتر اینکه این تصمیم تیم نظام عرضی می تواند فرصتی را برای کاهش قابل توجه خنک سازی اجزای جریان پایین توربین را فراهم کرده و در برخی موارد از خنک سازی تیغه مرحله 2 اجتناب می کند. نسبت فشار بالاتر مرحله 1 نیز می تواند به مراحل کمتری از توربین منتهی شود و باعث بروز زاویه واگرایی بزرگتر مسیر گاز می شود. این به سطح مسیر بزرگتری برای تیغه ها منتهی می شود که باید بین تیغه های بزرگتر و قطر راس بیشتر بهینه سازی شود که یک پارامتر تنش AN 2 قابل قبول را در بر دارند. تیغه های بلندتر به افت های عملکرد مرتبط با نشت های نوک برای فاصله آزاد همان راس، حساسیت کمتری دارد. این باعث می شود که انتخاب مرحله 1 بارگذاری در سطح بالا با تیغه های دارای قطر راس کمتر و طولانی تر، برای یک توربین فشار بالای تک مرحله ای جالب تر بوده و سرعت روتور را بتوان در یک میزان حداکثر محدود کننده تنش حفظ کرد. با این وجود, تیغه های بلندتر با راس کوچکتر و قطرهای قابل توجه تر دارای محدودیت های تنش مکانیکی اولیه و مخصوص به خود می باشند که با فضاهای پیرامونی دیسک کوچکتر موجود برای اتصالات درخت صنوبر تیغه و تفکیک بخش های دیسک ارتباط دارد. زاویه واگرایی مسیر گاز بزرگتر با تعداد کاهش یافته مراحل ارتباط دارد. این موضوع در خصوص کنترل فاصله های آزاد راس تیغه که به خاطر تاثیر بیشتر جایگزینی محوری گذرای نسبی در سیستم مشکل تر می شوند، باید در نظر گرفته شود.
در مواردی که در آن سرعت روتور توربین با سرعت قطر بزرگتر راس مراحل اصلی جریان محدود می شوند، گزینه تیغه مرحله کوتاهتر در قطر راس بزرگتر می تواند برای بازده ترمودینامیکی توربین مفیدتر باشد. این گزینه نوعاً نیازمند بررسی تیغه بزرگتر و جریان خنک سازی بیشتر سیستم دیسک – تیغه این مرحله، با پمپاژ دیسک افزایش یافته، می باشد که می تواند به صورت منفی باعث بروز تولیدموتور پرهزینه تر، سنگین تر و بزرگتر شود. بهینه سازی بین این گزینه ها باید منوط به یک تیم نظام عرضی باشد که عمدتاً فاکتورهای هزینه، انتقال حرارت، تنش و آیرودینامیک را مورد توجه قرار می دهد. ارتفاع تیغه و قطر راس بهینه سازی شده ارتفاع خروجی نازل مرحله 1 را تعیین کرده و روی ارتفاع لبه هدایت کننده نازل و شکل گذر خروجی لینر محفظه احتراق اثر می گذارد توسعه روابط بین این فاکتورهای تاثیرگذارگوناگون و توسعه فیزیکی و آماری الگوریتم های اثبات شده مراحل الزامی به سمت یک سیستم طراحی چند نظامی توربین بهینه سازی شده می باشند. تعدادی از ابزار بهینه سازی طرح چند متغیری که از دستاوردهای تعیین کننده استفاده می کنند در مناطق خاصی از طراحی موتور توربین گاز توسعه یافته و به کاربرده شده اند. با این وجود، توسعه الگوریتم هایی که می تواند برای هر تولید کننده توربین بخاطر وجود تفاوت ها در معیارهای طراحی برای هر شرکت منحصر به فرد باشد یک مانع اصلی در بکارگیری این بهینه سازها به شمار می آید.
یک طرح محفظه احتراق صحیح را نمی توان به صورت تفکیکی بکار برد. نسبت های بالاتر جریان سوخت به هوای کمپرس شده نیاز به کنترل تراوش اکسید نیتروژن با کاهش دمای شعله دارد و این خود مستلزم مقدار بیشتری از تخلیه هوای کمپرسور به منطقه اولیه محفظه احتراق می باشد. این بودجه هوای خنک سازی موجود برای لینر محفظه احتراق و اجزای توربین را بخصوص در زمانی که مدار هوای خنک سازی خطی موازی با هوای اولیه برای تزریق سوخت است، محدود می کند. روش های خنک سازی همرفتی لینر پشتی برای اجتناب از بروز مناطق تشکیل اکسید کربن سرد حاصل از روش خنک سازی فیلم سنتی، ترجیح داده می شود. موارد مهم در کاربرد این تکنیک های مبتنی بر خنک سازی همرفتی بخش پشتی با افت فشارکم ، اجازه به استفاده از پوشش هوای خنک سازی مصرفی هم تراز با هوای اولیه احتراق می دهد.
با رشد تقاضا برای هوا در منطقه احتراق اولیه، برای کنترل تراوش اکسید نیتروژن مقدار هوای موجود برای رقیق سازی کاهش می یابد. این باعث بروز پروفایل تخت تر دمای شعاعی خروجی محفظه احتراق شده و باعث بروز دمای گاز بالاتر در نزدیکی دیواره های نهایی می شود. وجود چالش های مرتبط با خنک سازی دیواره های نهایی نازل و دیواره های گذر خروجی روکش محفظه احتراق نیاز به کنش متقابل نزدیک بین طراحان توربین و محفظه احتراق دارد. حفظ یک لایه مرزی نازک در خروجی محفظه احتراق با همگرایی پیوسته دیواره های روکش به طرف نازل ها و سپس همگرایی دیواره های نهایی نازل از طریق تراز کردن به کاهش افت های جریان ثانویه منشاء گرفته از دیواره نهایی نازل کمک می کند. یک تحقیق نشان داده است که وجود جریان بالا ی خنک سازی دیواره نهایی فیلم در لبه هدایت کننده، در ترکیب با تراز شدن دیواره نهایی، شکل گیری بخش نعلی شکل در لبه هدایت کننده نازل را سرکوب کرده و از کاهش در افت های ایرودینامیکی جلوگیری کرده و مانع انحراف فیلم لایه خنک شده از دیواره نهایی می شود. تحقیقات نشان داده اند که نسبت های بالاتر دمش فیلم که حداکثر فشار راس موجود را بکار می گیرند همتراز با افت فشار در میان محفظه احتراق بوده و به ارتقاء قابل توجه در پوشش فیلم دیواره نهایی منتهی می شود. در نتیجه بروز پروفایل های دمای شعاعی تخت تر، استراتژی طراحی خنک سازی اجزای توربین باید در مرحله 1 نازل تغییر کند که نوعاً 50% از کل بودجه خنک سازی توربین در موتورهای دما بالا را مصرف می کند. کنترل قوی بیرون دهی ، تلاش های مربوط به کاهش جریانات خنک سازی نازل را با استفاده از هوای مصرفی خنک سازی لینر محفظه احتراق توجیه می کند و با بکارگیری پوشش های حصار حرارتی در ترکیب با خنک سازی همرفتی درونی نازل در یک روند خنک سازی فیلم با پوشش کامل نیز، این جریان توجیه می شود. این گزینه ها یک تعادل بین هزینه تولید و بازده موتور را برای تامین الزامات عمر و بیرون دهی مطرح می کند. کاهش جریان خنک سازی نازل توربین به کاهش دمای خروجی محفظه احتراق برای دمای ورودی ثابت روتور کمک می کند.
بررسی های مشابه در خصوص بیرون دهی، پروفایل های تخت تر دمای پرتویی و هزینه تولید باید در طول انتخاب یک طرح خنک سازی تیغه در نظر گرفته شود. پیشرفت های اخیر در خنک سازی درونی تیغه بخصوص برای لبه های هدایت کننده با بار حرارتی بالا در تیغه ها، شامل یک تکنیک مبتنی بر جریان گردابی می باشد و نیز افزایش اعتماد در پتانسیل دوام پوشش های حصار حرارتی برای گزینه لبه هدایت کننده تیغه خنک شده دماهای ورودی توربین را تا افزایش می دهد.
یک نمودار چهار بخشی که در شکل 36 آمده است یک توالی منطقی را برای انتخاب نظام عرضی اولیه خنک سازی لبه هدایت کننده تیغه ارائه می دهد. دو کاربرد همتراز در نظر گرفته می شوند: یکی برای h 15000 عملکرد که عمر آیرودینامیکی تیغه موتور را نشان می دهد و دیگری برای h 60000 عملکرد که انتظار طول عمر تیغه موتور صنعتی را نشان می دهد. اینطور فرض می شود که هر دو موتور دارای چرخه

ترمودینامیکی و مواد مشابه می باشند. برای هر دو کاربرد ویژه بخش 1 یک رابطه بین تنش های فرض شده اولیه تیغه به حداکثر دمای فلز مجاز Tm را نشان می دهد که مبتنی بر داده های پارگی – خزش برای ماده تیغه منتخب می باشد. تفاوت فرض شده در عمر های تیغه متناسب با دماهای فلز تیغه می باشد. حرکت عمودی رو به پایین به بخش II در مقطع با ورودی معین تیغه نسبت به خط دمای گاز Tgas و سپس حرکت افقی به بخش III به مقطع با خط دمای هوای خنک سازی تیغه Tc و در نهایت به بخش IV. یک طراح به یک نقطه ای می رسد که در آن یک گزینه باید بین گزینه های خنک سازی موجود برای توجیه تاثیرات خنک سازی مورد نیاز در نظر گرفته شود.
بخش IV یک رابطه متعارف بین تاثیر خنک سازی و پارامتر جریان خنک سازی لبه هدایت کننده تیغه برای چهار تکنیک خنک سازی لبه هدایت کننده تیغه را نشان می دهد که شامل 1-گذرگاه افزوده نواری 2-تاثیر لبه هدایت کننده بدونه جریان عرضی 3- تکنیک خنک سازی حلقوی و 4-خنک سازی دوشی فیلم راس می باشد. منحنی ها برای تکنیک های خنک شده درونی شامل تاثیر یک پوشش TBC می باشند. همانطور که می توان در نمودار دید، کاربرد h 15000 می تواند هر کدام از تکنیک های 2، 3 و 4 را استفاده کند. کاربرد h 60000 تنها به تکنیک های 3 و 4 محدود است. گزینه خنک سازی حلقوی (3)که با TBC مزدوج شده است قادر به هماهنگ کردن تاثیر خنک سازی دوشی راس تیغه های خنک شده (4) برای دماهای ورودی تقریباً بالا ی توربین می باشد. علاوه بر جریان خنک سازی کاهش یافته، این گزینه می تواند از نظر هزینه و دوام مرتبط با حذف ردیف های سوراخهای دوش خنک سازی فیلم راس ارتقا یافته باشد. در مقایسه با تاثیر جت (2)، این تکنیک ضریب انتقال حرارت بالای یکنواختی را در راستای کل جریان بخش داخلی گذرگاه خنک سازی لبه هدایت کننده فراهم می آورد. این یک نگرانی برای عملکرد طراحی با خنک سازی تاثیری (2) را نشان می دهد و این زمانی است که نقطه ساکن روی لبه هدایت کننده طرح اسمی بخاطر تغییر در زاویه برخورد، عوض می شود.
پروفایل های تخت تر دمای پرتویی گاز که برای موتورهای صنعتی متعارف تر می باشند، بارهای حرارتی بالاتری را در ریشه تیغه، سکو و راس ایجاد کرده و چالشهای قابل توجهی را برای یک طراح خنک ساز به وجود می آورند. بررسی های درون نظامی باید امکان بروز دماهای بالاتر فلزرا در بخش ریشه تیغه را بدون تغییرات در عمر پارگی – خزش با تبدیل ضخامت دیواره تیغه فراهم آورد. یک افزایش تغییر در ایرفویل به طرف راس به همراه نسبت مطلوب تر بین مناطق پروفایل راس و ریشه در موارد خاص برای تامین اهداف عمر مورد نیاز می باشد. افزایش دمای گاز در نزدیکی راس های تیغه که اغلب از نظر اکسایش بخاطر نسبت های سطح خنک سازی به حرارت دهی نامطلوب و ضرایب انتقال حرارت موضعی بالا، دارای عمر محدودی هستند را می توان با یک توزیع مجدد بارگذاری آیرودینامیکی دور از راس، متوازن کرد یافتن مفاهیم ارتقا یافته برای طرح راس تیغه به همراه خنک سازی موثر با حداقل نشت های راس و کاهش افت های آیرودینامیکی تا حال حاضر یک مشکل و یک چالش اصلی برای تیم های طراحی نظام عرضی توربین و انجمن های تحقیقاتی توربین گازی بوده است.

مراجع:

1.STREETER,FLUID DYNAMICS,MCGRAW-HILL,NEW YORK(1971)

2.E.R.C.ECKERT AND R.M.DRAKE,ANALYSIS OF HEAT AND MASS TRANSFER, MCGRAW-HILL,NEW YORK(1972)

3.F.P.INCROPERA AND D.P.DEWITT,FUNDAMENTALS OF HEAT AND MASS TRANSFER,2ND ED.,J.WILEY & SONS,NEW YORK(1985)

4.W.M.ROHSENOW AND J.P.HARTNETT,HAND BOOK OF HEAT TRANSFER,MCGRAW-HILL,NEW YORK(1973)

5.W.M.KAYS,CONVECTIVE HEAT AND MASS TRANSFER,5TH ED., MCGRAW-HILL,NEW YORK(1966)

6.H.SCHLICHTING,BOUNDARY LAYER THEORY,7TH ED., MCGRAW-HILL,NEW YORK(1979)

7.A.H.SHAPIRO,THE DYNAMICS AND THERMODYNAMICS OF COMPRESSIBLE FLUID FLOW,RONALD PRESS,NEW YORK(1954)

8.B.BARRY,TURBINE BLADE COOLING: AERODYNAMIC PENALTIES WITH TURBINE BLADE COOLING,VON KARMAN INSTITUTE FOR FLUID DYNAMICS(VKI),LECTURE SERIES 83(1976)

9.G.M.DAILY,AERO-THERMAL PERFORMANCE OF INTERNAL COOLING SYSTEMS IN TURBOMACHINES: DESIGN AND CALCULATION ISSUES,VKI LECTURE SERIES 2000-03,PP.1-70(2000)

10.J.E.HARTSEL,"PREDICTION OF EFFECTS OF COOLING MASS TRANSFER ON THE BLADE-ROW EFFICIENCY OF TURBINE AIRFOILS,"AIAA PAGER 72-11,JAN(1972)

11.C.MCLEAN,C.CAMCI AND B.GLEZER,"MAINSTREAM AERODYNAMIC EFFECTS DUE TO WHEELSPACE COOLANT INJECTION IN A HIGH-PRESSURE TURBINE STAGE: PART II-AERODYNAMIC MEASURNENTS IN THE ROTIONAL FRAM,"ASME PAPER 2001-GT-120.

12.R.W.AINSWORTG,D.L.SCHULTZ,M.R.D.DAVIES,C,J,P,FORTH,M.A.HILDITCH,M.L.G.OLDFIELD AND A.G.SHEARD,"A TRANSIINT FLOW FACILITY FOR REPRESENTATIVE CONDITIONS,"ASME 88-GT-144(1988)

13.A.H.EPSTEIN,G.R.GUENETTE AND R.NORTON,"THE MIT BLOWDOWN TURBINE FACILITY,"ASME 84-GT-116(1984)

14.R.S.ABHARI,G.R.GUENETTE,A.H.EPSTEIN AND M.B.GILES,"COMPARISON OF TIME RESOLVED TURBINE ROTOR BLADE HEAT TRANSFER MEASURMENTS AND NUMERICAL CALCULATIONS" ASME PAPER NO. 91-GT-268(1991)

15.C.W.HALDEMAN,M.G.DUNN,C.D.MACARTHUR AND C.G.MURAWASKI,"THE USAF ADVANCED TURBINE AEROTHERMAL RESEARCH RIG(ATARR),"AGARD CONFERENCE PROCEEDINGS 527,80,SYMPOSIUM OF THE PROPULSION AND ENERGETICS PANEL,ANTALYA,TURLEY(1992)

16.M.G.DUNN,"PHASE AND TIME RESOLVED MEASURMENTS OF UNSTEADY HEAT TRANSFER AND PRESSURE IN A FULL STAGE ROTATING TURBINE,"J.TURBOMACHINERY,112: 531-538(1990)

17.S.E.RICH AND W.A.FASHING,"CF6 JET ENGINE PERFORMANCE IMPROVE-MENT-HIGH PRESSURE TURBINE ACTIVE CLEARSNCE CONTROL,"NASA REPORT CR-165556(1982)

18.R.S.BEITLER AND G.W.BENNETT,"ENERGY EFFICIENT ENGINE-CONTROL SYSTEM COMPONENT PERFORMANCE REPORT,"NASA REPORT CR-174651,PP.31-43(1984)

19.B.GLEZER,"TURBINE BLADE TIP CLEARANCE IMPROVEMENT,"ASME PAPER 91-GT-164(1991)

20.B.GLEZERT AND H.BAGHERI,TURBINE BLADE CLEARANCE CONTROL SYSTEM,U.S.PATENT NO.5779436(1998)

21.A.P.SAXER AND H.M.FELICI,"NUMERICAL ANALYSIS OF THREE-DIMENTIONAL UNSTEADY HOT STREAK MIGRATION AND SHOCK INTERACTION IN A TURBINE STAGE,"ASME J.TURBOMACHINERY,118:268-277(1996)

22.D.J.DORNEY AND D.L.SONDAK,"STUDY OF HOT STREAK PHENOMENA IN SUBSONIC AND TRANSONIC FLOWS,"ASME PAPER NO.96-GT-98(1996)

1

222