گزارش کاراموزی انتقال حرارت در توربین

مقدمه
در این فصل ما بر روی تاثیر پارامترهای گوناگون و خصوصیات انتقال حرارت خارجی اجزاء توربین تمرکز می نماییم.پیشرفتها در طراحی محفظه احتراق منجر به دماهای ورودی توربین بالا تر شده اند که به نوبه خود بر روی بار حرارتی و مولفه های عبور گاز داغ تاثیر می گزارد.دانستن تاثیرات بار حرارتی افزایش یافته از اجزایی که گاز عبور می کند طراحی روشهای موثرسرد کردن برای محافظت از اجزاء امری مهم است.گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت متلاطم می باشد که سطوح و مقادیر تلاطم 20تا 25% در پره مرحله اول می باشد.مولفه های مسیر گاز داغ اولیه ،پره های هادی نازل ثابت و پره های توربین درحال دوران می باشد. شراعهای توربین، نوک های پره، سکوها و دیواره های انتهایی نیز نواحی بحرانی را در مسیر گاز داغ نشان می دهد. برسی های کار بردی و بنیادی در ارتباط با تمام مولفه های فوق به درک بهتر و پیش بینی بار حرارتی به صورت دقیق تر کمک کرده اند . اکثر برسی های انتقال حرارت در ارتباط با مولفه های مسیر گاز داغ مدل هایی در مقیاس بزرگ هستند که در شرایط شبیه سازی شده بکار می روند تا درک بنیادی از پدیده ها را فراهم سازد. مولفه ها با استفاده از سطوح صاف و منحنی شبیه سازی شده اند که شامل مدل های لبه راهنما و کسکید های1 ایرفویل های مقیاس بندی شده می باشد. در این فصل، تمرکز بر روی نتایج آزمایشات انتقال حرارت بدست آمده توسط محققان گوناگون روی مولفه های مسیر گاز خواهد بود. انتقال حرارت به پره های مرحله اول در ابتدا تحت تاثیر پارامترهای از قبیل پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق،تلاطم زیاد جریان آزاد و مسیر های داغ می باشد .انتقال حرارت به تیغه های روتور مرحله اول تحت تاثیر تلاطم جریان آزاد متوسط تا کم ، جریان های حلقوی نا پایدار ، مسیر های داغ و البته دوران می باشد.
2.1.1- سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های دما
سطوح تلاطم در محفظه احتراق خیلی مهم هستند که ناشی از تاثیر چشمگیر انتقال حرارت همرفتی به مولفه های مسیر گاز داغ در توربین می باشد. تلاطم تاثیر گزار بر روی انتقال حرارت توربین ها در محفظه احتراق تولید می شود که ناشی از سوخت به همراه گاز های کمپرسور می باشد.آگاهی از قدرت تلاطم تولید شده توسط محفظه احتراق برای طراحان در بر آورد مقادیر انتقال حرارت در توربین مهم است.تلاطم محفظه احتراق کاهش یافته، می تواند منجر به کاهش بار حرارتی در اجزاء توربین و عمر طولانی تر و همچنین کاهش نیاز به سرد کردن می شود. بر سی های انجام شده بر روی اندازه گیری سرعت خروجی محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم متمرکز شده است.
Goldstein سرعت خروجی و پروفیل های تلاطم را برای محفظه احتراق مدل نشان داد.Moss وOldfield طیف های تلاطم را در خروجی های محفظه احتراق نشان دادند.هرکدام از بر سی های فوق در فشار اتمسفر و دمای کم انجام شد. اگرچه بدست آوردن بدست آوردن انرازه گیری ها تحت شرایط واقعی مشکل است اما برای یک طراح توربین گاز درک بهبود هندسه محفظه احتراق و پروفیل های گاز خروجی از محفظه امری ضروری است. این اطلاعات به بهبود شرایط هندسه و تاثیرات نیاز های سرد کردن توربین کمک می نماید.
اخیرا"،Goebel سرعت محفظه احتراق و پروفیل های تلاطم در جهت موافق جریان یک محفظه احتراق کوچک با استفاده از یک سیستم سرعت سنج دوپلر ولسیمتر(LDV)را اندازه گیری کردنند.آنهاسرعت نرمالیزه شده،تلاطم وپروفیل های دمای موجود برای تمام آزمایش های احتراق را نشان دادند.آنها یک محفظه احتراق از نوع قوطی مانندبکار رفته در موتور های توربین گاز مدرن را استفاده کردند، که در شکل1-2نشان داده شده است.جریان از کمپرسور و از طریق سوراخ ها وارد محفظه احتراق می شود و با سوخت محترق در محل های متفاوت در جهت موافق جریان مخلوط می شود. طراحی محفظه احتراق حداقل مستلزم یک افت فشار از طریق محفظه احتراق تا ورودی توربین است.فرایند محفظه احتراق توسط اختلاط تدریجی هوای فشرده با سوخت در محفظه قوطی شکل کنترل می شود. طراحان محفظه احتراق نوین نیز بر روی مشکلات و مسائل ترکیب و فرایند اختلاط هوا-سوخت تمرکز می نمایند احتراق تمیز نیز یک مسئله و کانون برای طراحان ناشی از استاندارد های محیطی الزامی شده توسط دولت فدرال آمریکا و EPA می باشد. با این حال ،طراح محفظه احتراق یک مسئله مورد بحث در این کتاب نمی باشد.
شکل 2-2 تاثیر احتراق بر روی سرعت محوری ،شدت تلاطم محوری،سرعت پیچ وتاب( مارپیچی )و شدت تلاطم پیچ وتاب را نشان میدهد. تمام سرعت ها توسط خط مرکزی سرعت اندازه گیری شده و در مقابل شعاع نرمالیزه رسم شدند.جریان جرم و فشار هوا برای قدرت های مختلف احتراق اندازه گیری شدند.افزایش جریان سوخت باعث افزایش استحکام احتراق گردید.دمای شعله آدیاباتیک تغییر داده شد.هوای فشرده در یک موتور توربین گاز ناشی از فرایند تراکم پیش گرم می باشد .با این حال،در این برسی،هوا پیش گرم نمی شود.جریان جرم وفشار0.45 kg/s و6.8 اتمسفر بودند.دما های شعله از 71 تا 1980 متغیر بود.تاثیر احتراق شدیدا" آشکار است هنگامی که حالت آتش گرفته را با بقیه حالتهای آتش گرفته مقایسه می نماییم.سسرعت محوری و سرعت پیچ وتاب(مارپیچی) شدیدا"تحت تاثیر احتراق هستند،مقادیر پیچ وتاب توسط احتراق کم میشود.کاهش در پیچ وتاب می تواند در شدت تلاطم مشاهده شود.مقادیر اوج در شدت تلاطم از 10 تا 16% از حالت غیر مشتعل تا کاملا"مشتعل کاهش یافتند.
پروفیل های دما نیز برای حالت های احتراق اندازه گیری شدند.شکل 3-2 تاثیر سوراخ های رقیق سازی را برای دما های آتش زدن مشابه(1200 ) مقایسه مینماید.پروفیل دما نسبتا"صاف و یکنواخت و بدون سوراخ های رقیق سازی ،با مقادیر اوج در خط مرکز می باشد. با این حال ،افزودن سوراخ های رقیق سازی باعث کاهش مقادیر دما بین خط مرکز و لبه ها می گردد.آگاهی از پروفیل دمای خروجی محفظه احتراق یک ضرورت برای محاسبات انتقال حرارت مسیر گاز می باشد.اندازه گیری های پروفبل خروجی دما یک روال تولید کنندگان توربین گاز است.پروفیل های دمای گاز ورودی برای محاسبات انتقال حرارت مولفه مسیر گاز برای براورد کردن دماهای مولفه لازم هستند. مقایسه پروفیل های دمای محفظه احتراق ناشی از منحصر بفرد بودن طراحی امری دشوار است.با این حال ،برسی های فوق آگاهی هایی در مورد سرعت ، شدت تلاطم و پروفیل های دما و تاثیرات احتراق برروی آنها فراهم می کنند. مقیاس اندازه دما یک عامل مهم برای انتقال حرارت مسیر گاز است. با این حال، برسی های فوق هیچ نوع اطلاعاتی در مورد مقیاس اندازه دما فراهم نمی کنند.

2.2- انتقال حرارت در مرحله های توربین:
2.2.1 – مقدمه:
یک مرحله توربین شامل یک ردیف از پره های هادی نازل یا استاتور و یک ردیف از پره های دوران کننده موسوم به روتورها میباشند.سیال وارد معبرهای توربین شده و در جهت لبه پره های هادی روتور خمیده می شود. یک بخش از انرژی سیال به انرژی مکانیکی ناشی از حرکت دورانی پره های روتور تبدیل می شود.پره های روتور به محور توربین متصل هستند. حرکت دورانی منتقل شده به محور برای راه اندازی کمپرسور استفاده می شود.شکل 4-2 یک مرحله توربین را نشان داده که از یک معبر پره هادی نازل و یک معبر پره روتور تشکیل شده است.نمودار سرعت برای مرحله(استیج)نیز نشان داده می شود.

2.2.2- استیج توربین موتور واقعی:
درک جنبه های انتقال حرارت برای تمام مولفه های(اجزاء) توربین تحت شرایط واقعی امری مهم است.بعنوان نمونه، سنجش هایی که بر روی یک توربین تک مرحله تحت شرایط موتور می توانند برای فراهم کردن تمام اطلاعات انتقال حرارت درباره اجزای مسیر گاز استفاده شود.تجهیزات و آزمایشات در مورد استیج های توربین واقعی تحت شرایط موتور بسیار نادر هستند.فقدان ابزارهای دقیق اندازه گیری دما بالا و دشواری در تجهیز توربین با دستگاه های اندازه گیری دما و فشار از جمله دلایل تلاش های محدود در بررسی انتقال حرارت یک استیج واقعی تحت شرایط موتور واقعی می باشند.
اکثر نتایج اولیه بر روی انتقال حرارت روتور- استاتور واقعی توسطDunn از مرکز فن آوری پیشرفته Calspan تهیه شده اند.Dunn مقدار قابل توجهی از اطلاعات درباره اندازه گیری های فلوی( جریان ) حرارت برای پره های هادی نازل(دیوار انتهای وایرفویل ها)،پره روتور، نوک روتور، سکو و شراع ها(shroud) را ارائه کرد. Dunn از یک توربین گردان کامل از موتور Gerratt TFE 731-2 استفاده کرد.آنها اندازه گیری فلوی حرارت درباره پره هادی نازل (NGV)، روتور و شراع توربین گزارش کردند.یک مجموعه شوک- تونل برای ارائه شرایط خوب تعریف شده در نظر گرفته شد و تعداد کافی از پارامترها برای بهبود اطمینان در اطلاعات طراحی و فنون در حال توسعه مطرح گردید. اندازه گیری های فشار استاتیک با استفاده از آشکار سازهای فشار بر روی مقطع کلی توربین بدست آمدند.گیج های جریان حرارت فیلم نازک در استیج توربین روی دیوار انتهایی نوک NGV و مکش موتور وسطوح فشار نصب شدند.شکل 5-2 مجموعه تونل- شوک بکاررفته توسطDunn را نشان می دهد.

Dunn نیز اندازه گیری های فشار و فلوی حرارت را برای یک استیج توربین با نسبت کم ارائه کرد. در برسی های فوق الذکر،آنها یک استیج پر فشار با یک نسبت تقریبا" 1.5 را مطاله کردند.یک توربین نیروی هوایی/ Garentt با نسبت کم (LART) بایک نسبت تقریبا"1.5 برای این بررسی استفاده گردید. یک مجموعه تونل باد لوله مانند برای شوک مشابه در برسی های اولیه استفاده گردید.شکل 6-2 طرحی از استیج LART رانشان میدهد.عدد ورودی ،فشار کلی،دمای کلی وجریان وزن بر روی شکل نشان داده می شوند. اندازه گیری ها برای توپی NGV و دیواره های انتهایی نوک و پره روتور برای این استیج بدست آمدند.

شکل 7-2 توزیع های فشار اندازه گیری شده بر روی NGV وخطوط میانی روتور را نشان می دهد. توزیع های فشار بطور واضح بالا ترین و پایین ترین محل های سرعت NGV وسطوح پره در امتداد خط مرکزی را نشان می دهند.
شکل 8-2 توزیع عدد stanton را برای خط میانی NGV نشان می دهد.خطوط پر و خط چین طرح توزیع های عدد stanton محاسبه شده را بر اساس روابط صفحه تخت لایه ای و تلاطم به ترتیب نشان می دهند. بالا ترین عدد stanton در محدوده فاصله سطح بر روی سطح فشار رخ می دهد. آنگاه عددstanton به سرعت بر روی سطح فشار تا حدود نصف مقدار در فاصله سطح، 11% افت می کند وسپس بتدریج بر روی سطح فشار کل تا دنباله لبه افزایش می یابد.توزیع های فشار آشکار میباشد که جریان سطح فشار در 50% فاصله سطح اولیه خیلی آهسته است و سپس سرعت به طرف دنباله لبه زیاد می شود. این رفتار در عدد stanton به انتقال لایه مرزی تلاطم – لایه ای معروف می باشد که در حدود فاصله سطح 6% رخ می دهد(نسبت داده می شود). وقتی انتقال در فاصله سطح 25% کامل می شود،عدد stanton بتدریج بطرف دنباله لبه کاهش مییابد. از این روابط، بنظر می رسد که سطوح فشار و مکش دارای لایه های مرزی تلاطم قوی هستندو اعداد stanton پیش بینی شده خیلی کمتر از مقادیر اندازه گیری شده هستند.
Dunn اندازه گیری های مربوط به توپی NGV و دیواره های انتهایی نوک را انجام داد.شکل 9-2 اطلاعات عددstanton را برای محل های نزدیک دیواره انتهایی سطح فشار ،وسط دیواره انتهایی و نواحی دیوار انتهای سطح مکش مجاور نشان می دهد. توپی2 و نوک دیواره انتهای روشهای مشابه را نشان می دهند. اعدادstanton در حدود 60% فاصله سطح از لبه راهنما به دنباله لبه غیر تخت می باشند و سپس به طرف دنباله لبه افزایش می یابد .
اعداد stanton بالاتر نزدیک به دنباله لبه ممکن است ناشی از جریان شتاب دار باشد.
شکل 10-2 توزیع عددstanton بر روی تیغه روتور را نشان می دهد. تحلیل اطلاعات بخوبی تحلیل برای NGV ناشی از مسئله اضافی بدست آوردن اطلاعات بر روی یک مولفه گردان نمی باشد.توزیع های عدد stanton مشابه روی سطوح فشار ومکش پره می تواند به دوران پره کمک نماید. Dunn نشان می دهد که آنها مشاهده کردند تاثیر دوران تغییرات توزیع عدد stanton برروی فویل هوای را کاهش میدهد. عدد اوج stanton در فصله تقریبی 3.5% در سمت فشار رخ می داد. عدد stanton به سرعت از لبه هدایت کننده تا حدود 30% فاصله سطح سقوط می کند. توزیع فشار برای پره نشان می دهدکه جریان در حدود37% فاصله سطح در طرف مکش سونیک می شود.در این نقطه عددstanton سطح زیاد می شود و به حداکثر مقدار فاصله سطح دیگر حدود 70% میرسد.جدای از فاصله سطح 70% ، اعداد stanton به طرف دنباله لبه کاهش می یابد . با این حال Dunn هیچ اندازه گیری نزدیک ناحیه دنباله لبه ندارد مگر یک نقطه واحد در فاصله سطح 90% . روی سطح فشار پره عدد stanton از یک مقدار حداکثر در فاصله دور 3.5% تا یک مقدار حداقل در فاصله سطح 25% افت می کند.این یک ناحیه دارای شیب فشار قوی میباشدکه باعث کاهش سرعت جریان بر روی سطح فشار می گردد.سپس در جهت موافق جریان عدد stanton مجددا"تا یک مقدار زیاد در حدود فاصله سطح 70% مانند حالت سطح مکش زیاد می شود.مقادیر عدد stanton از فاصله سطح 70% تا دنباله لبه بر روی سطح فشار کم میشوند.
پیش بینی های لایه مرزی لایه ای وتلاطمی نیز روی شکل نشان داده میشود. پیش بینی های لایه مرزی تلاطم(آشفته) با اطلاعات سطح فشار توافق خوبی دارد ولی خیلی بیشتر از اطلاعات سطح مکش است. بر اساس نتایج میتوانیم بگوییم که لایه مرزی سمت فشار از لبه هدایت کننده کاملا" آشفته است،در حالیکه لایه مرزی سمت مکش ممکن است لایه ای شود و انتقال به لایه مرزی آشفته در امتداد سطح را طی نمایدو به لایه مرزی آشفته کامل نزدیک به دنباله لبه برسد.
شکل 11-2 تویع عددstanton روی مرکز نوک پره را نشان می دهد.Dunn سه محل روی مرکز (سکو) و ده محل روی نوک برای اندازه گیری های جریان حرارت داشت.از اطلاعات چنین بنظر می رسد که اطلاعات stanton ناحیه نوک خیلی بیشتر از ناحیه سکو است. در مقایسه با تاثیرات سطح پره ،اعداد استانتون ناحیه نوک از مرتبه لبه هدایت گر پره هستند که انتقال حرارت زیاد را نشان می دهد. بعدا"در این فصل درباره انتقال حرارت نوک پره صحبت می کنیم .
2.2.3- استیج توربن شبیه سازی شده:
Blair آزمایشاتی روی دمای محیط در مقیاس بزرگ در مدل استیج توربین انجام داد. مدل استیج-توربین شامل یک استاتور ،یک روتور و یک استاتور اضافی پشت روتور بود. آنها همچنین تاثیرات آشفتگی ورودی ،فاصله محوری روتور-استاتور و فاصله محیطی اولین و دومین استاتور بر روی انتقال و ایرفویل های توربین را برسی کردنند. گزارش جامعی از این برسی آزمایشی می تواند از مقاله Dring در مرکز تحقیقات فن آوری UTRC بدست آمد. جزئیات آزمایش و تجهیزات در برسی های فوق یافت میشوند.شکل 12-2 شکل هندسی و زوایای جریان ایرفویل را نشان میدهد. این آزمایش برای اجرای برسی های جریان اطراف توربن و پره کمپرسور طراحی گردید.مجموعه شامل استیج در این این مطالعه هندسه توربین است .
شکل 13-2 فشار های استاتیک اندازه گیری شده روی ایرفویل را نشان میدهد. برای اولین استاتور ، جریان روی سطح ایرفویل بخوبی رفتار کرد.سطح فشار و جریان موضعی بطور پیوسطه از لبه هدایت کننده به تدریج بطرف دنباله لبه افزایش سرعت یافت و بخش بزرگی از افزایش پس از فاصله سطح 60% بود. سطح مکش جریان در ابتدا افزایش سرعت یافت و سپس کاهش یافته و بعدا"بطرف ناحیه گلویی3 افزایش سرعت یافت و سپس به آرامی به طرف دنباله لبه بدون جدا شدن جریان کاهش سرعت پیدا کرد.برای پره روتور کاهش سرعت جریان در نزدیک لبه هدایت کننده سطح مکش و فشار رخ داد.سطح، فشار پس از کاهش اولیه تا حدود فاصله سطح 3% ،جریان بطور پیوسته بطرف دنباله لبه افزایش سرعت پیدا کرد. سطح مکش، جریان از فاصله سطح 5% تاحدود فاصله سطح 25% افزایش سرعت پیدا کرد . سرعت جریان تقریبا" از 25 تا 70% فاصله سطح ثابت بود و سپس بطرف دنباله لبه کاهش یافت. برای استاتور دوم، توزیع فشار شبیه به توزیع اولین استاتور بود بغیر از مجاورت لبه هدایت کننده. روی سطح فشار یک افزایش بدنبال یک کاهش ملایم فشار در جهت موافق جریان لبه هدایت کننده وجود داشت. در سطح مکش یک افزایش سرعت پیوسته جریان بطرف گلویی وجود داشت وسپس جریان به سمت دنباله لبه کاهش یافت پس از اینکه به حداکثر سرعت در گلویی رسید.
شکل14-2 توزیع های عدد stanton را برای هر ایرفویل بر اساس سرعت خروج و دانسیته در هر فویل نشان می دهد.توزیع های انتقال حرارت میانی برای حالتی ارائه می شوند که فاصله استاتور1 تا روتور وروتور تا استاتور 2 ،65% و 63% وتر پره روتور بود.نتایج برای یک مورد دارای یک شبکه آشفته مخالف جریان استاتور 1 در مقابل حالت بدون شبکه مقایسه می شوند. آشفتگی شبکه تولید شده حدود9.8% در ورودی اولین استاتور بود. استاتور 1 لایه مرزی لایه ای را بر روی سطح فشار کل بدون یک شبکه نشان می دهد. با این حال شبکه اعداد stanton بیشتر میشود که نشانه انتقال به آشفتگی موافق جریان لبه هدایت کننده است. سطح مکش، انتقال در S/Bx=1 (نسبت فاصله سطح به وتر محوری ایرفویل)بدون شبکه رخ می دهد. انتقال به S/Bx=0.2 با شبکه حرکت می کند . این نشان می دهد که یک جریان ورودی آشفته در محل انتقال لایه مرزی روی سطوح فشار و مکش پیش می رود و مقادیر انتقال حرارت به شدت زیاد می گردد. در موتور واقعی ، گازهای خروجی از محفظه احتراق به شدت آشفته هستند و مقادیر آشفتگی 15 تا20% در ورودی استاتور اولین مرحله (اولین استیج) می باشد.
برای روتور، تاثیر آشفتگی ، مانند اولین استاتور آشکار نمی باشد.حالت آشفتگی کم نشان می دهد که لایه مرزی فقط در مجاورت لبه هدایت کنند بصورت لایه ای بنظر می رسد.مقادیر انتقال حرارت سطح فشار ،توسعه لایه مرزی آشفته قوی را پس از S/Bx=0.2 نشان می دهند. انتقال حرارت روتور تحت تاثیر آشفتگی تولید شده توسط شبکه به دو دلیل نمی باشد:(الف) جریان روتور قبلا" جریانهای نا آرام تولید شده توسط استاتور در جهت مخالف جریان به شدت آشفته میشود و (ب) تلاطم تولید شده توسط شبکه در جهت موافق جریان خروجی اولین استاتور بدلیل افزایش سرعت جریان از بین می رود. مقادیر ناپایداری در جریان تولید توسط روتور نسبت به استاتور ثابت خیلی بیشتر از مقادیر تولید شده توسط شبکه است. بر روی سطح مکش کمی تحت تاثیر می باشد .جریان بی ثبات باعث تولید آشفتگی در جریان آزاد می شود که بطور متوسط آشفتگی در مقادیر 10 تا15% را برروی آشفتگی تولید شده توسط شبکه موجود قبلی تولید می نماید. این امر ممکن دلیلی برای اعداد استانتون بالاتر پره روتور در مقایسه با اولین استاتور باشد. برای دومین استاتور ، تاثیر آشفتگی شبکه بدلیل افزایش بعدی سرعت جریانهای موافق جهت اولین پره ، وجود ندارد.لایه مرزی، تحت تاثیر جریانهای نا پایدار مخالف جهت جریان و جریانهای ثانوی تولید شده توسط روتور می باشد.سطح فشار و انتقال حرارت مکش برای اولین استاتور در حالت آشفتگی نسبتا" کم خیلی بیشتر می باشند. پیچیدگی جریان با هر ردیف فویلهای هوا افزایش می یابد. این موضوع در توزیع های انتقال حرارت اندازه گیری شده بسیار آشکار است .اطلاعات بیشتر درباره آزمایش میتوانند از مقالات Dring بدست آیند.
شکل 15-2 تاثیر عدد رینولدز جریان اصلی بر روی توزیع های عدد استانتون اولین استاتور ،تحت آشفتگی شبکه بالا(9.8% ) را نشان می دهد. سطح مکش ، یک کاهش در عدد رینولدز(Re)محل انتقال لایه مرزی را از لبه هدایت کننده روتورمی برد.برای Re=642900 انتقال در جهت موافق لبه هدایت کننده آغاز می گردد. برای Re=242800 انتقال فقط در S/Bx=1.0 شروع می شود. با افزایش در عدد رینولدز، محل انتقال به لبه هدایت کننده میرود که به نوبه خود منطقه انتقال حرارت لایه ای و منطقه انتقال حرارت آشفته را کاهش می دهد و منطقه انتقال حرارت آشفته را بر روی سطح فویل هوا توسعه می دهد .در سطح فشار ، تاثیر عدد رینولدز تا یک سطح S/Bx= -0.4 احساس نمی شود. بعدا"در جهت موافق جریان، انتقال حرارت اندازه گیری شده از پیش بینی های آشفتگی کاملا" تجاوز کرد در حالی که برای اعداد رینولدز کمتر ،مقادیر انتقال حرارت اندازه گیری شده با پروفیل آشفتگی انطباق کامل داشت.
2.2.4- اندازه گیری های انتقال حرارت تجزیه شده زمانی بر روی یک پره روتور:
Guenette اندازه گیری های انتقال حرارت را برای یک پره توربین تراسونیک4 در مقیاس کامل نشان داد. اندازه گیری ها در تونل توربین MIT انجام شدند. مجموعه برای شبیه سازی عدد رینولدزجریان، عدد ماخ، عدد پرانتل و سرعت تصحیح شده و وزن جریان و نسبت های دمای گاز به فلز همراه با مکانیک سیال توربین وانتقال حرارت طراحی شده است. آنها از گیجهای جریان حرارت فیلم نازک برای اندازه گیری های انتقال حرارت سطح استفاده کردند. جزئیات بیشتر درباره روش اندازه گیری می تواند در تحقیقات Guenette یافت شود. شکل 16-2 آرایش جریان توربین MIT را نشان می دهد. شکل هندسی استیج توربین نشان داده شده است.
شکل 17-2 توزیع های فشار پروفیل محاسبه شده را برای پره روتور نشان می هد. بر سطح فشار یک کاهش سرعت جریان اولیه تا حدود 5% فاصله سطح وجود دارد سپس یک افزایش سرعت تدریجی تا حدود60% فاصله سطح و یک کاهش سرعت مختصر موافق جریان لبه هدایت کننده وجود دارد. سپس جریان تا حدود 75% فاصله سطح زیاد می شود که محل گلویی است و سپس بطرف دنباله لبه کاهش می یابد .پره دوباره بار گیری می شود، هنگامی که بالاترین سرعت جریان موضعی در یک محل نزدیک به دنباله لبه رخ می دهد.
شکل 18-2 میانگین اندازه گیری های جریان حرارت تجزیه شده زمانی در اطراف بخشهای میانی پره روتور نشان می دهد. معدل گیری بر روی معبرهای 360 پره متوالی انجام می شود. شکل ها اندازه گیری را در 12 محل بر روی سطح پره نشان می دهد .محققان یک آشفتگی همبسته وسیع را بر روی سطح فشار در امتداد پره مشاهده کردند.محققان نشان می دهند که آشفتگی ممکن است معرف جابجایی مسیر بطرف معبر باشد.دوره زمانی عبور از پره برروی یکی از پروفیل های زمان نشان داده می شود. رقیق سازی توزیع ممکن است ناشی از افزایش سرعت جریان عبوری از لبه هدایت کننده تا دنباله لبه باشد. برسطح مکش ، مدولاسیون عبور پره ،قوی تر از لبه هدایت کننده است(70 تا90% ) و به طرف دنباله لبه رقیق می شود (30 تا 40%) .تاثیر NGV در جهت موافق جریان کم می شود هنگامی که جریان وارد معبرهای پره ناشی از افزایش سرعت قوی جریان از لبه هدایت کننده دنباله لبه می گردد .تغییرات شدید اطلاعات بر روی سطح مکش ،انتشار قوی بطرف سطح مکش نزیک به لبه هدایت کننده و حرکت بطرف سطح فشار نزدیک به دنباله لبه را نشان می دهد.
شکل 19-2 یک مقایسه از دماهای میانگین و اندازه گیری شده توسط حسگر های فوقانی در محل اندازه گیری جریان حرارت بر روی سطح مکش را نشان می دهد. نوسانات کوچک شبیه به نوسان حلقه، نوسان الکتریکی و نوسان جریان توسط روش مذکور فیلتر می شوند.از پروفیل های زمانی اندازه گیری شده می توان مشاهده کرد که جریان با عبور از پره بصورت تناوبی(پریودی) است.
2.3- آزمایشات انتقال حرارت پره کسکید:
2.3.1- مقدمه:
همانطور که قبلا"نشان داده شد تمام برسی های قبلی انجام شده نسبت به اندر کنش های روتور-استاتور صورت گرفت. آنها انتقال حرارت را برای کل روتور-استاتور انجام دادند. بررسی ها برروی انتقال حرارت NGV اولین مرحله روتور را درنظر که هر نوع تاثیرات مخالف جهت جریان را در نظر نگرفتند.حظور روتور بر خصوصیات انتقال حرارت پره مرحله اول تاثیر نگذاشت.براساس این فرض ،برسی هایی وجود دارد که فقط روی تمام تاثیرات پارامترهای انتقال حرارت NGV تمرکز دارند.
اولا"، می خواهیم تایید کنیم که حضور یک روتور موافق جهت جریان روی خصوصیات انتقال حرارت مرحله اول تایر چشمگیری نمی گذارد.Dunn تاثیر روتور برروی توزیع های عدد استانتون را برای پره مخالف جهت جریان بررسی کرد. شکل 20-2 مقایسه ای بر روی اطلاعات پره به تنهایی و پره با روتور موافق جهت جریان در یک Tω/T=0.53 نشان میدهد.دایره های پر شده برای اطلاعات پره تنهامی باشندو دایره های باز مربوط به اطلاعات استیج کامل هستند. مربع های پر شده اطلاعات اضافی درمورد پره فقط برای Tω/T=0.21 را نشان می دهند. مقایسه دایره های باز با بسته نشان می دهد بر توزیع عدد استانتون تاثیر نمی گذارد.با این حال، تاثیر کمی در سمت مکش نزدیک دنباله لبه وجود دارد. وجود روتور عدد استانتون را تا 25% نزدیک دنباله لبه سطح مکش افزایش می دهد. بدلیل اینکه این یک ناحیه کوچک در مقایسه با سطح پره کامل است،می توان بیان کرد که خصوصیات انتقال حرارت پره تحت تاثیر حضور یک روتور در جهت موافق جریان نمی باشد.
2.3.2- تاثیر عدد ماخ خروجی و عدد رینولدز:
Nealy توزیع های انتقال حرارت بر روی پره های هدایت نازل بار گیری شده زیاد را در دمای متوسط نشان می دهد و سه پره تحت شرایط حالت یکنواخت قرار دارند. آنها پارامتر ها را تغییر دادند از قبیل عدد ماخ، عدد رینولدز، شدت آشفتگی و نسبت دمای دیوار به گاز. اطلاعات آزمایشگاهی در مجموعه کسکید آیروترمودینامیک در شرکت موتور السیون بدست آمدند. Nealy نشان داد که مکانیزم های پایه ای وجود دارد که بر انتقال حرارت گاز به فویل هوا تاثیر می گذارند. آنها رفتار زودگذر لایه مرزی ، آشفتگی جریان آزاد، انحنای سطح ایرفویل ،زبری سطح ایرفویل ، شیب فشار ، محل تزریق ماده خنک کننده، جدایش و اتصال مجدد جریان و اندر کنش لایه مرزی – شوک بصورت مکانیک های پایه بررسی کردندکه تاثیرات آنها لازم است بر انتقال حرارت فویل هوا تعیین شود.در این بررسی آنها توجه خود را روی عدد ماخ کسکید خروجی ،عدد رینولز و شکل ایرفویل متمرکز کردند. شکل 21-2 پروفیل های سطح را برای در پره کسکید نشان می دهد. طرح های دو پره موسوم به Mark ΙΙ وC3X دارای شکل هندسی سطح مکش کاملا" متفاوت می باشند. آزمایشات روی این دو طرح یک آگاهی نسبت به تاثیر شکل هندسی سطح مکش برانتقال حرارت را فراهم کردند.
شکل 22-2 توزیع فشار استاتیک سطح بر دو پره را برای سه عدد ماخ خروجی متفاوت نشان می دهد. توزیع های فشار روی دو پره خیلی شبیه هم بودند (روی سطح فشار) . با این حال ، تاثیر پروفیل پره بر سطح مکش چشمگیر است. یک شیب فشار معکوس قوی در سمت مکش پرهMark ΙΙ در فاصله سطح حدود 20% وجود دارد. پره C3X یک شتاب تدریجی را نشان می دهد. تاثیر عدد ماخ خروجی بر سطح مکش هر دو پره چشمگیر است.عدد ماخ خروجی بیشتر به یک سرعت بالاتر بر سمت مکش نزدیک به دنباله لبه تبدیل می شود.

نشانه توزیع های فشار متغیر سطح مکشی بر دو پره، توزیع های انتقال حرارت سطح اندازه گیری شده نیز خصوصیات مختلف را نشان می دهند. شکل23-2 تاثیر عدد ماخ خروجی بر توزیع های انتقال حرارت برای پره Mark ΙΙ را نشان می دهد. از توزیع های فشار ، توزیع انتقال حرارت سطح توسط تغییر عدد ماخ خروجی تحت تاثیر قرار نمی گیرد. ضرایب انتقال حرارت سطح فشار به سرعت از لبه هدایت کننده تا حدود 20% فاصله سطح کم می شود و سپس بطرف دنباله لبه بتدریج افزایش می یابد. سطح مکش، توزیع های ضریب انتقال حرارت جدایش لایه مرزی لایه ای ، گذار و اتصال مجدد آشفتگی در فاصله سطح 25% را نشان می دهند.محل جدایش لایه مرزی لایه ای بنظر می رسد در جهت مخالف جریان با کاهش عدد ماخ خروجی حرکت نماید. همچنین در جهت موافق جریان آن محل، ضرایب انتقال حرارت با کاهش اعداد ماخ خروجی بالاتر هستند. درناحیه هایی که که لایه مرزی متصل باقی می ماند، هیچ تاثیر آشکار عدد ماخ خروجی وجود ندارد.
شکل 24-2 تاثیر اعداد ماخ خروجی روی توزیع های انتقال حرارت سطح را برای پره C3X نشان می دهد ، هیچ تاثیر عدد ماخ خروجی بر سطح فشار وجود ندارد.ضریب انتقال حرارت به سرعت ازلبه هدایت کننده تاحدود فاصله سطح 20% سقوط می کند و بتدریج بطرف دنباله لبه زیاد می شود. ضرایب انتقال حرارت با افزایش فاصله سطح تا حدود فاصله سطح 25% کم می شود، سپس ضرایب انتقال حرارت بدلیل آغاز گذار از لایه مرزی لایه ای به آشفته زیاد می شود.گذار در فاصله سطح 50% در جهت موافق جریان کامل می شود در جایی که ضرایب انتقال حرارت با افزایش ضخامت لایه مرزی آشفته، کاهش می یابد. محل انتقال (گذار) نزدیک به لبه هدایت بایک کاهش در عدد ماخ خروجی حرکت می کند.این رفتار انتقال حرارت بر روی پره C3X از نوع توزیع نمونه مربوط به فویل های هوا میباشد.
شکل 25-2 تاثیر عدد رینولدز بر انتقال حرارت پره C3X را نشان میدهد.شرایط جریان بر روی شکل نشان داده می شود. محل انتقال(گذار) در سطح مکش نزدیک به لبه هدایت کننده با یک افزایش در عدد رینولدز حرکت می کند.توزیع های انتقال حرارت سطح فشار تمایل به طرف یک رفتار زود گذر همانند مورد نشان داده شده در سطح مکش می باشد.بطور کلی ، ضرایب انتقال حرارت سطح کل ایرفویل افزایش چشمگیررا با یک افزایش در عدد رینولدز نشان دادند.
این بررسی جامع برای اولین بار در انتقال حرارت NGV انجام گرفت. خصوصیات انتقال حرارت خیلی وابسته به شکل هندسی پره است . تفاوت های قوی در توزیع های پره Mark ΙΙ و C3X و تاثیرات سایر پارامتر هابسیار آشکار هستند. اطلاعات بیشتر درباره این بررسی در گزارش NASA ذکر شده است.
2.3.3 – تاثیر آشفتگی جریان آزاد:
یکی از تاثیرات اولیه انتقال حرارت پره ، آشفتگی جریان آزاد تولید شده در خروجی محفظه احتراق است. آشفتگی تولید شده توسط محفظه احتراق به افزایش انتقال حرارت کمک چشمگیر می کند. تاثیر آشفتگی جریان آزاد روی انتقال حرارت پره بخوبی مستند سازی نمی شود.آشفتگی می تواند بر انتقال حرارت لایه ای ، سطح فشار، انتقال زود گذر و انتقال حرارت لایه مرزی آشفته تاثیر بگذارد. Ames تاثیر آشفتگی شبیه سازی شده توسط محفظه احتراق را بر انتقال حرارت پره توربین بررسی کرد.جزئیات بیشتر درباره آشفتگی و خصوصیات جریان می تواننداز بررسی های Ames وplesniak بدست آیند.کسکید چهار پره دارای فویل های هوایی در مقیاس 4.5 برابر پره های C3X بود.پروفیل های پره یک بخش از خط مرکزی نازل اولین استیج از یک موتور هلی کوپتر(بال گرد) شرکت موتور آلیسون هستند. شکل هندسی پره شبیه به ترکیب بندی پره C3X بکار رفته توسط Nealy است. Ames تاثیرات شدت آشفتگی و مقیاس طول بر انتقال حرارت پره را بررسی کرند. Ames یک مولد آشفته کننده محفظه احتراق را توسعه داد که مقادیر آشفتگی و مقیاس طول همراه با آن و موارد تولید شده توسط محفظه احتراق موتور واقعی یکسان بودند. شکل 26-2 طرح مولد(ژنراتور) آشفته کننده محفظه احتراق را نشان می دهد.Ames سطوح متفاوت آشفتگی نزدیک به پره ها برای حالت آشفتگی زیاد و حرکت دادن آن سایر حالت های تلاطم کم را نشان می دهد.
شکل 27-2 شماتیکی از کسکید چهار پره که توسط Ames استفاده شد را نشان می دهد.(1997)

شکل28-2 اطلاعات انتقال حرارت اندازه گیری شده برای یک Re =790000 را نشان می دهد که چهار وضعیت تلاطم متفاوت( بر اساس وتر محوری)را نشان میدهد.چهار حالت که برای آنها اطلاعات ارائه می شوند عبارتند از (1) یک حالت خط پایه که Tu =1.1% و Lu=6.6 cm و (2) یک آشفتگی شبیه سازی شده با محفظه احتراق که Tu=12% و Lu=3.36cm (3)یک آشفتگی شبیه سازی شده با محفظه احتراق که Tu=8.3% و Lu=4.26 cm و (4) یک حالت آشفتگی تولید شده با شبکه در جایی که Tu=7.8% و Lu=1.36 cm است. اطلاعات تلاطم زیاد، اعداد استانتون قابل توجه را برای حالت آشفتگی کم نشان می دهند.ناحیه لایه ای شامل ناحیه دسته بندی شده، سطح فشار کلی وناحیه شیب فشار مطلوب سطح مکش است. گذار از سطح مکش رخ می دهد که در طی آن مقادیر انتقال حرارت به سرعت زیاد می شود.جریان موافق بعدی اعداد استانتون با توسعه لایه مرزی آشفته کامل کاهش می یابد. بااین حال ،با افزایش تلاطم جریان آزاد ، محل گذار به طرف لبه هدایت کننده حرکت می کند. پس از گذار، شدت آشفتگی بالاتر به افزایش بعدی مقادیر انتقال حرارت نمی انجامد.نتایج تاثیرمقیاس طول تلاطم(Ln) را نشان می دهند. آشفتگی تولید شده توسط شبکه شبیه به حالت آشفتگی تولید شده توسط محفظه احتراق کمتر است ولی تفاوت در مقادیرمقیاس طول وجود دارد.تلاطم مقیاس طول بزرگ بنظر می رسد که افزایش انتقال حرارت کمتر از مقیاس های طول کوچک را روی حالت خط مر کزی در مقادیر تلاطم مشابه تولید می کند. این بررسی یک مورد قوی را برای محققان ایجاد کردتا آشفتگی جریان آزاد را همراه با مقیاس های بزرگ در برسی های بعدی خودشان در نظر بگیرند. تاثیر این تلاطم در افزایش مقادیر انتقال حرارت و همچنین ایجاد گذار لایه مرزی بر سطح مکش توسط بررسی فوق تایید می شود.
2.3.4- تاثیر زبری سطح:
یک ضریب که باعث افزایش انتقال حرارت از NGV می شود تاتثیر زبری سطح است. در موتورهای حقیقی ،زبری سطح پارامتری می شود که ناشی از پرداخت تولید اولیه و رسوبات موتور پس از چند ساعت عملیات است. رسوبات احتراق ممکن است زبری سطح پره را پس از چند ساعت عملیات ایجاد کند و این زبری می تواند برای عمر پره ناشی از مقادیر انتقال حرارت افزایش یافته مخرب باشدکه خیلی بیشتر از شرایط طراحی هستند. Abuaf تاثیرات زیری سطح بر عملکرد آیرودینامیک و انتقال حرارت ایرفویل را نشان داده است این امر یکی از اولین بررسی ها برای تمرکز روی تاثیرات زبری سطح درانتقال حرارت پره بود. بررسی های قبلی در زبری سطوح تخت یا پره های روتور تمرکز داشت. (این امر بعدا" در این فصل بحث خواهد شد).سه مقدار متفاوت زبری توسط Abuaf مطالعه شد.مقادیر زبری با استفاده از یک میکروسکپ تداخل روبشی مشخص شدند. ایرفویل های A توسط بخار و براده سنباده زنی شده و با codep پوشانیده شد که یک پوشش مقاوم در مقابل اکسیداسیون است.ایرفویل B با بخار براده سنباده زده شد و سپس با آلومینید رسوب یافته به روش بخار شیمیایی پوشانیده شد(CVD) .فویل هوای C سنباده زنی شد و سیقل یافت و با آلومینیدCVD پوشانیده شد وبالاخره مجددا" پوشش داده شد. بخشهای انتخاب شده از سطوح ایرفویل با استفاده از میکروسکوپ برای مقادیر زبری انرازه گیری شدند. زبری میانگین خط مرکزی (Ra) برابر با 2.98 و 0.94 و 0.77 μm برای فویل های A وBوC بترتیب بدست آمدند.
شکل29-2 یک مقایسه از توزیع های ضریب انتقال حرارت را برای ایرفویل های A و B وC نشان می دهد. تاثیر زبری سطح روی سطح فشار خیلی کم است. یک افزایش ملایم در مقادیرضریب انتقال حرارت برای ایرفویل های A با بالا ترین زبری وجود دارد. برسطح مکش ، تاثیر قوی است و با محل گذار منتقل شده به لبه هدایت کننده برای ایرفویل همراه بوده است. تاثیر زبری سطح مکش در ناحیه آشفتگی کامل سطح مکش آشکار است. بنظر می رسد که زبری سطح بر ضرایب انتقال حرارت وتشدید لایه مرزی بر مکش سطحی ایرفویل تاثیر می گذارد. زبری سطح بالاتر باعث گذار زود هنگام شده و منجر به این عقیده می شود که زبری سطح برای عمر پره مخرب است. طراحان به پرداخت و سیقل دادن سطح ایرفویل های هوا نیاز دارنددر حالیکه احتمالات سرد کردن در نظر گرفته برای NGV ها را بررسی می کنند.
یک عمل دیگر وجود دارد که باید در نظر گرفته شود. ترکیب آشفتگی جریان آزاد در ترکیب با زبری سطح ممکن است تاثیر واحد زبری را خنثی کند. اگر تاثیر زبری سطح بر انتقال حرارت پره قبلا" تحت تاثیر آشفتگی زیاد جریان آزاد بصورت جزئی و نموی باشد، آنگاه زبری سطح بصورت یک عامل ممکن است یک تاثیر ثانوی باشد. Hoffs اندازه گیری های انتقال حرارت بر روی ایرفویل های توربین را تحت شرایط زبری سطح زیاد و آشفتگی جریان آزاد بالاتر انجام داد. تاثیرات زبری سطح توسط پوشش کریستال مایع در بررسی آنها تعیین شدند. سطح کریستال مای پوشش یافته بصورت طبیعی بر سطح زبر با مقدار زبری سطح Rz =25 μm عمل کرد. برای سطح هموار، سطح پوشش یافته با کریستال مایع با کاغذ سنباده بسیا ریز سیقل یافت تا شرایط سطح قابل تکرار و هموار بدست آید. مقدار زبری سطح Rz برابر با 15 μm است. مقادیر آشفتگی بالاتر با استفاده از جریان مخالف تولید کننده آشفتگی کسکید ایرفویل تولید شدند.
شکل 30-2 ضرایب انتقال حرارت، مربوط به تاثیر آشفتگی جریان آزاد و همچنین افزودن زبری سطح برای یک حال آزمایشی ایرفویل نشان داده میشود: اولین مورد برای یک سطح هموار با Tu=5.5% است، دومین مورد برای یک سطح همواربا Tu= 10% است،سومین حالت برای سطح زبر در Tu=10% است، مقایسه دومورد اول برای سطح هموار ، آشکار است که ضرایب انتقال حرارت برروی سطح فشار ناشی از افزایش تلاطم ،زیاد میشود.نتایج سطح مکش نشان می دهند که محل گذار در جهت مخالف جریان حرکت کرده است که ناشی از افزایش تلاطم جریان آزاد از S/L=1.0 تا S/L=0.25 است. این نمونه نتایج ای است که قبلا" برای یک پره توربین کلاسیک بحث گردید. سطح فشار تحت تاثیر صیقل بودن سطح در آشفتگی بالا نمی باشد. ضرایب انتقال حرارت افزایش یافته قبلی ناشی از آشفتگی جریان آزاد تحت تاثیر زبری سطح نمی باشند. بااین حال، تاثیر بر سطح مکش چشمگیر است. محل اتقال بنظر نمی رسد که تحت تاثیر سطح زبر باشد. این طول انتقال است که شدیدا" توسط افزودن زبری سطح کاهش داده می شود.ترکیبی از زبری سطح با آشفتگی جریان آزاد زیاد باعث می شود که لایه مرزی اتقال را سریعتر از حالت آشفتگی جریان آزاد طی نماید. Bunker همچنین تاثیر آشفتگی جریان آزاد و زبری سطح بر روی پره ها را بررسی کرد. بررسی او نتایج مشابه ای را نشان می دهد.
2.3.5- انتقال حرارت پره کسکید آنولار5:
مارتینز- بوتاس6 از یک تونل باد و یک کسکید NGV آنولار برای اندازه گیری های انتقال حرارت استفاده کرد. تونل باد به تفصیل توسط Baines ارائه می شود.یک تونل انتقال حرارت سرد (CHTT) ابتدا توسط مارتینز-بوتاس استفاده گردید. در این تونل سیال اصلی لازم نیست گرم شود.NGV گرم می شودو ناگهان در داخل تونل باد قرارگرفته می شود. ضرایب انتقال حرارت توسط ثبت دمای پره متغیر با استفاده از روش کریستال مایع زودگذر اندازه گیری می شود.
برای اجزای آزمایش انتقال حرارت زودگذر ،NGV ها قبل از حرکت توسط جداسازی کاست انتقال حرارت پیش گرم می شوند( شکل 31-2)که شامل چهار معبر با استفاده از یک مکانیز شاتر(shutter) است. شاتر در طی حرکت حذف(برداشته) می شود هنگامی که آزمایش زود گذر آغاز می شود.
شکل 32-2 توزیع عددماخ ایزنتروپیک را بر روی NGV در سه محل دهانه متفاوت 10% و 50% و90% نشان می دهد.اطلاعات یک شیب فشار شعاعی(نوک به مرکز) به طرف داخل را نزدیک به پشت فویل هوا نشان می دهد.
شکل 33-2 توزیع عدد نوسلت(nusselt) آزمایشی را در وسط فویل هوا نشان می دهد. بالاترین مقدار انتقال حرارت از دنباله لبه برروی سطح فشار رخ می دهد. برروی سطح مکش ،ماگزیمم در سطح 8% رخ می دهد و برای یک فاصله سطح بزرگتر از 20% ثابت باقی می ماند. بر سطح فشار، عدد نوسلت در ابتدا کم می شود وسپس به تدریج دورتر از 15% فاصله سطح به طرف دنباله لبه بطور پیوسته افزایش می یابد.یک پیش بینی انتقال حرارت لایه مرزی 2 بعدی نیز برای مقایسه لحاظ می شود.
شکل 34-2 توزیع ضریب انتقال حرارت بر سطح فشار ومکش هر دو را نشان میدهد. ضرایب انتقال حرارت به طرف دنباله لبه زیاد می شود همینطور که در شکل 33-2 دیده می شود. سطح مکش تغییرات قوی رانشان می دهد.نواحی انتقال حرارت زیاد نزدیک به نوک در لبه هدایت کننده وجود دارند که توسط یک ناحیه انتقال حرارت کم دنبا می شوند در جایی که ممکن است جدایش رخ دهد. تاثیرات دیوار انتهایی حاصل
در معبروگردابها ممکن است باعث تغییرات قوی برروی سطح مکش گردد. جزئیات بیشتر درباره تاثیرات دیواره انتهای در بخش 2.5 نشان داده می شوند.
2.4- انتقال حرارت پره کسکید:
2.4.1- مقدمه
وقتی که جریان از داخل معبر های NGV عبور می کند، شدت آشفتگی جریان آزاد بدلایل افزایش جریان در راخل گلویی پره کم می شود. تاثیرات آشفتگی جریان آزاد کاهش یافته بر انتقال حرارت پره روتور مانند تاثیرات آشفتگی جریان آزاد بر روی انتقال حرارت پره قابل توجه نمی باشد.بطور نمونه، مقادیر آشفتگی جریان آزاد در حدود 15 تا 20% در لبه هدایت کننده پره استیج اول هستندو بدلیل افزایش سرعت جریان در معبر پره. شدت آشفتگی در لبه هدایت کننده پره روتور مرحله اول تحت تاثیر پارامتر مهم مهم دیگر است: یعنی تاثیر عدم یکنواختی در جریان . عدم یکنواختی جریان از حرکت نسبی ردیف های پره روتور نسب به ردیف های پره ثابت ناشی میشود.شکل 35-2 یک دیدگاهی مفهومی از انتشار مسیر غیر یکنواخت در داخل یک ردیف پره روتور را نشان می دهد.نواحی سایه خورده نشان میدهد که در کجا عدم یکنواختی توسط ایرفویل های هوایی جریان مخالف ایجاد می شود.برای یک پره استیج اول ،مولفه های اصلی عدم یکنواختی که توسط Doorly ارائه شد به این شرح می باشند:
(1) عبور جریان -جریان خروجی از ردیف پره مخالف جریان در جهت محیطی بدلیل مسیر های سایه خورده در دنباله لبه پره های مخالف جریان بصورت غیر یکنواخت است. این مسیر ها پره ها را در معرفی یک سرعت جریان تناوبی و میدان آشفته قرار می دهد. زیرا دوران نسبی ردیف ها باعث می شود که پره ها در جهت موافق جریان این مسیرها حرکت کنند.
(2) عبور موج شوک-(برای توربین های فقط تراسونیک) امواج شوک توسط یک ردیف پره تراسونیک تولید می شود که برروی ردیف پره موافق جهت جریان تولید می شوند، اینها علاوه بر تاثیر مسیر می باشد.
(3) اندر کنش های جریان پتانسیل- تغییرات پریودی در میران پتانسیل توسط حرکت نسبی ردیف های پره و تیغه ایجاد می شوند.افزایش ردیف پره می تواند این نوع تاثیر را کاهش دهد.
(4) آشفتگی زیاد انرژی اضافی- این امر مقدار آشفتگی جریان آزاد دست کم ممکن استدر داخل معبر پره ایجاد شود.
2.4.2 – آزمایشات شبیه سازی مسیر غیر یکنواخت:
آزمایشات شبیه سازی مسیر یک سازگاری بین استفاده از مولفه های ثابت یا گردان میباشد.جریان غیر یکنواخت تولید شده توسط پره در جهت مخالف جریان که برروی روتور در جهت موافق جریان بر خوردمی نماید با استفاده از یک کسکید پره ثابت (بی حرکت) ویک ژنراتور جریان مخالف جهت اصلی شبیه سازی می شود.آزمایشات شبیه سازی نوعا" از یک ژنراتور چرخ پره دار و درحال گردش بایک ژنراتور قفسه ای سنجابی و در حال گردش در جهت مخالف جریان کسکید پره ثابت استفاده کردتا حرکت نسبی دنباله لبه های پره را شبیه سازی کند. شکل36-2 طرحی از ژنراتور قفسه سنجابی رانشان می دهد. حرکت نسبی میله ها برروی ژنراتور باعث ایجاد جریانهای می شود که بر کسکید پره در جهت موافق ضربه می زند.
Guenette اعتبار استفاده از شبیه سازی میله گردان را با مقایسه خصوصیات بدست آمده با شبیه سازی های میله روتور در جهت جریان مخالف را نشان می دهد.آنها اطلاعات بدست آمده از سطح مکش یک پره روتور با اطلاعات کسکید عبوری 2 بعدی در دو محل متفاوت از x/s =0.1 و 0.31بر روی سطح پره نشان میدهد.شکل37-2 مقایسه در x/s =0.31 رانشان می دهد.اندر کنش های غیر یکنواخت اندازه گیری شده برای روتور و کسکید مشابه هستند.با این حال، دسته های مضاعف برای روتور کارآمد تر از کسکید 2 بعدی هستند. Guenette اشاره کرد که اندر کنش های ناپایدار این مسیر و تیغه برای روتورقوی تر از کسکید 2 بعدی هستند اگرچه آنها از لحاظ طبیعت مشابه می باشند.اطلاعت غیر یکنواخت برای کسکید 2بعدی از یک بررسی توسط Doorly وold field بدست آمدند.
Doorly و Old field تاثیرات موج شوک و عبور مسیر بر یک پره روتور توربین را شبیه سازی کردند. آنها از یک ژنراتور چرخ میله داربرای تولید موج شوک و عبور از مسیر استفاده کردند.شکل 38-2 سابقه زمانی یک مسیر جدا شده و موج شوک عبور کننده برروی تعدادی از حالت های متوالی را نشان می دهد.مسیر های انتقال حرارت برای محل های اندازه گیری متفاوت نیز رسم می شوند. تمام سنجه ها برروی سطح مکش پره از لبه هدایت کننده تا محل گلویی قرار داده می شوند(11-1). موج شوک با خطوط پر رنگ نشان داده می شود. انتشار موج شوک از لبه هدایت کننده تا دنباله لبه معبر بطور واضح نشان داده می شود. همچنین ، مسیر سایه خورده توسط میله گردان یک نارسایی سرعت تناوبی باعث می شود که معبر پره را در بر میگیرد هنگامی که میله هادر جلوی کسکید عبور می کنند. انتشار این ناحیه کمبودسرعت در مسیرهای زمانی ، بطور واضح نشان داده می شود. به گزارش Doorly وold field ، تاثیر اصلی مسیر های تناوبی عبارتند از تاثیر گذار لایه مرزی بر روی سطح مکش پره موافق جریان می باشد.انتقال حرارت بر سطح پره به شدت تحت تاثیر مسیر های ناشی از تولیدمنطقه آشفتگی و همچنین انتقال سریع(گذار) می باشد.بر خورد موج شوک جدا شده (ایزوله شده) بر یک لایه مرزی لایه ای دیگر برسطح مکش یک حباب جدا تولید کرد.انتقال حرارت بسیار سریع همراه با شوک توسط یک مسیر آشفته ( در پست حباب) ایجاد شد. تاثیر امواج شوک که بطور همزمان با مسیر ها عمل می نمایند مسیرهای لایه مرزی آشفته را تولید می نمایدکه یک لایه مرزی آشفته پیوسته را تشکیل می دهد.اندر کنش مسیر و شوک ترکیبی بر لایه مرزی خیلی پیچیده است و Doorly وashworth شرح دقیقی از این پدیده ارائه کردند.
Ashworth(1985) تاثیرات اندر کنش های مسیر از یک پره هدایت نازل مخالف جریان را بر یک جریان پره روتور و انتقال حرارت بررسی کرد.اوو همکاران اش یک سیستم مسیر متحرک را توسط یک مولد مسیر چرخ میله دار شبیه سازی کردند.آنها انتقال حرارت موضعی را با استفاده از سنجه های جریان حرارت در 22 محل در امتدادسطح تیغه اندازه گرفتند.شکل 39-2 توزیع های انتقال حرارت بدست آمده برای شرایط آشفتگی جریان آزاد 4% و8% با اندرکنش های مسیرناپایداررا نشان می دهد.سیگنالهای بعضی ازسنجه های جریان حرارت موضعی بر روی سطح شکل نشان داده می شوند. مقایسه های انتقال حرارت بصورت خطوط پر رنگ نشان داده می شوند. بنظر می رسد که ضرایب انتقال حرارت در امتدادپره شدیدا"برای Tu =0.8% در امتداد سطح پره افزایش می یابند. بیشترین افزایش ها در نزدیک پره هدایت کننده مشاهده می شوند. انتقال محل گذار به طرف لبه هدایت کننده برای معبر با اندر کنش های مسیر قابل توجه می باشد. حضور مسیرناپایدار باعث گذار لایه مرزی زود هنگام می گردد.بایک افزایش در آشفتگی جریان آزاد،تاثیرات مسیر ناپایدار قابل توجه نمی باشند. مقدار آشفتگی جریان آزاد بدون مسیر، انتقال حرارت در امتداد سطح پره را افزایش داده و همچنین گذار زود هنگام برسطح فشار را موجب می گردد.تاثیر افزودن مسیر ناپایدار فقط جزئی است.

Dullenkopf اندازه گیری های انتقال حرارت زمانی متوسط را با استفاده از یک ژنراتور چرخ میله دار شبیه سازی شده آزمایشگاهی انجام داد.کسکید شامل پنج پره در مجموعه آزمایش گاز داغ ادغام می شود. گاز داغ تولید شده توسط یک محفظه احتراق از داخل یک شبکه آشفته و یک ژنراتور مسیر گردان عبور می کند.جزئیات بیشتر درباره دستگاه آزمایش می تواند از مقالات Wittigو Dullenkopf بدست آید.Dullenkopf اندازه گیریهایی بوسیله سیم داغ را انجام دادو سیگنال های سرعت رابا گردش ژنراتورمسیر ثبت کرد.اندازه گیری ها در مدخل ورودی کسکید پره انجام شدند. یک سیگنال سیم داغ از یک مسیر عبور کننده در جهت مخالف جریان کسکید در شکل 40-2 دیده می شود.

سیگنال بطور واضح کاهش سرعت هر میله عبوری را نشان می دهد که باجریان معمولی بین میله ها دنبال می شود. پارامترهای مهم شبیه به سرعت وابسته به زمان υ(t) از متغیر تناوبی (t) تشکیل گردیدند ونوسانات سرعت ′(t) در شکل 41-2 دیده می شوند.
تحلیل معدل گیری برای بدست آوردن توزیع های آشفتگی میانگین گیری شده در زیر شرح داده می شود.توزیع مولفه نوسان کننده آشفتگی برروی یک فاصله توسط معادله زیر ارزیابی می شود:
′(t) =
شکل 42-2 ارزیابی توزیع آشفتگی معدل گیری شده را نشان می دهد.
شکل43-2 ضریب انتقال حرارت را برکل پره برای شرایط متفاوت نشان میدهد.
عدد رینولدز بر اساس وتر پره 380000 برای شش وضعیت مختلف بود: بدون میله 4 میله،7 میله، 14 میله، 28 میله و حالت آشفتگی کامل با آشفتگی تولید شده توسط شبکه به میزان 8%،فرکانس گردش مسیرf(ω) و مدت دوام مسیر (dw) برای هر مسیر داده می شوند. مدت دوام نسبی مسیر برابر با نسبت زمان دوام مسیر به پریودعبور مسیر است. بامشاهده حالت های مختلف واضح است که ضریب انتقال حرارت سطح مکش برای هر حالت بدلیل گذار لایه مرزی قبلی بالاتر هستند.محل گذار با افزایش فرکانس مسیردر جهت مخالف جریان به طرف لبه هدایت کننده نزدیک می شود. محل گذار از یک فاصله سطح 1.0~s/l به حدود0.3 برای بالاترین فرکانس مسیر حرکت می کند.حالت آشفتگی تولید شده توسط شبکه دارای یک محل گذار در حدود 0.2~s/l می باشد. Dullenkopf نشان داد که ناحیه آشفته و مسیر جریان آزاد در خارج از لایه مرزی بطور مستقل عمل می کنند هنگامی که گذار توسط مسیر در هر محل آغاز می شود.توزیع ضریب انتقال حرارت میانگین زمانی حاصل از کسر زمان آشفته و لایه ای تشکیل می شود،که در آن کسر زمان آشفته در طول سطح افزایش می یابد. این امر افزایش طول زود گذر در مقایسه با حالت خط پایه (بدون میله ها) را نشان می دهد.سطح فشار یک تاثیر کمتر در مقایسه با تاثیرسطح مکش را نشان می دهد. این امر ممکن است رخ دهد زیرا intermittency ایجاد شده توسط مسیر تقریبا" ثابت است. جزئیات بیشتر در باره تاثیرات intermittency موضعی در بخش بعدی بحث خواهد گردید.
2.4.3- پیش بینی های انتقال حرارت تحت تاثیر مسیر:
همانطور که در بالا شرح داده شد، یکی از دلایل اصلی جریان ناپایدار در توربین های گاز عبارتند از انتشار مسیر ها ازایرفویل های هوایی در جهت مخالف جریان می باشد. این مسیر ها جریان آزاد را با یک سرعت ناپایدار پریودی ، دما و شدت آشفتگی اعمال می کنند. کاهش سرعت همراه با مسیر ممکن است یک جریان همرفتی را بطرف سطح یا مخالف آن ایجاد نماید.مسیر ها یک گذار لایه مرزی لایه ای به آشفته ناپایدار زود هنگام را ایجاد می کنند تا در طرف مکش اتفاق بیافتند. انتقال حرارت همراه با جریان ناپایدار بطور واضح گذار لایه مرزی زود هنگام را نشان می دهد(شکل43-2).
در این بخش ،ما بر روی نظریه Mayle ومحققان همکاراوتمرکز می نماییم تا انتقال حرارت بر سطح را تحت تاثیرعبور مسیر ناپایدار پیش بینی نماییم.Mayle تاثیر گذار آشفته لایه ای را در طراحی موتور توربین گاز نشان داد و پیشنهادهایی با ارزش برای بررسی های بعدی ارائه کرد.او یک شرح عمومی از گذار و شکل های مختلف آن ارائه کرد و نکات نظری و عملی را برای هر حالت گذار امتحان نمود.
Mayle و Dullenkopf یک توزیع موج مربعی شکل را برای تابع تولید نوار آشفته فرض کردند ویک نرخ تولید را آزمایشات ارزیابی نمودندآنها به یک عبارت ساده دست یافتند:

U سرعت برخورد ایرفویل است و τ پریود عبور مسیر می باشد.Mayle وdullenkopf به عبارت زیر پس از ترکیب عبارت های قبلی دست یافتند:

و محل هایی برروی سطح هستند در جایی که intermittency برابر با 075 و0.25 است،زمان دوام مسیر برروی محل، و پریودعبور مسیر می باشد.
شکل 45-2 نتایج حاصل از کارهای Pfeil وherbst ، Dring وwittig را با مقادیر حاصل از نظریه فوق مقایسه کردند.توافق با تمام سه بررسی خیلی خوب است.Mayle مقایسه های بین اطلاعات انتقال حرارت آزمایشی (تجربی) و پیش بینی هایی براساس مدل Mayle-Dullenkopf را در شکل 46-2 نشان می دهد. با این حال ، آغاز گذار از سنجش های آزمایشی تعیین شدند تا مدل گذار را بکار ببرند و ضرایب انتقال حرارت را محاسبه نمایند. Han بعضی مقایسه ها را بین مدل گذار Mayle- Dullenkopf و آزمایشات انتقال حرارت آنها را با استفاده از یک ژنراتور مسیر چرخ – میله دار نشان می دهند.
2.4.4 – تاثیرات مرکب آشفتگی جریان آزاد و مسیر ناپایدار:
Han در دانشگاه A&M تگزاس تاثیرات مسیر ناپایدار را در ترکیب با آشفتگی جریان آزاد بالاتر بر ضرایب انتقال حرارت در یک پره روتورمطالعه کردند. آنها تاثیرات اولیه مسیر ناپایدار و آشفتگی جریان آزاد را مطالعه کردند و سپس هر دو تاثیر را ترکیب نمودند و آن را با تاثیرات اولیه مقایسه کردند. مسیر های مخالف جریان با استفاده از ژنراتور چرخ- میله دار مطابق شکل 47-2 تولید شدند.ژانگ7 و هان8 یک شدت آشفتگی میانگین () را برای تعیین آشفتگی تولید شده توسط ترکیب آشفتگی جریان آزاد و ناپایدار تعریف نمودند. جزئیات بیشتر توسط ژانگ و هان ارائه می شود.
شکل 48-2 تاثیر استحکام مسیر ناپایدار بر ضرایب انتقال حرارت سطح پره از مطالعه هان و ژانگ را نشان می دهند.تاثیر افزایش استحکام مسیر آشکار می باشد.با افزایش استحکام مسیر محل گذار بر سطح مکش به طرف لبه هدایت کننده حرکت می کند.دو حالت اضافه، در جایی که آشفتگی جریان آزاد 0.7% است و یک آشفتگی تولید شده توسط شبکه به مقدار 5.7% نیز لحاظ می شوند. تمام حالت های مسیر دارای یک آشفتگی تولید شده توسط شبکه در جهت مخالف جریان با 5.7% بودند. خطوط پر رنگ روی سطح مکش پیش بینی هایی براساس روش بحث شده قبلی هستند.مقادیر ، محل آغاز برای گذار ناشی از مسیر ،0.25 c،0.2 c و 0.15 c برای s=0.1 و0.2 و0.3 می باشند.(وتر فویل هوا می باشد)، نتایج یک انطباق خوب را در ناحیه موافق جریان آغاز گذار نشان می دهند. با این حال ، در جهت مخالف جریان گذار ، نظریه مقادیر انتقال حرارت را کمتر از مقادیر واقعی پیش بینی می کند. نتایج فوق برای نشان دادن توانایی نظریه گذار Mayle برای پیش بینی مقادیر انتقال حرارت معدل گیری شده زمانی برای پره ها تحت تاثیرات مسیر ناپایدار ، ارائه می شوند.
شکل 49-2 سه حالت را مقایسه می کنددر جایی که آشفتگی به شیوه های مختلف ایجاد می شود ولی شدت آشفتگی میانگین تمام سه حالت در مشابه است.
هر حالت دارای مقادیر آشفتگی تولید شده توسط شبکه متفاوت و استحکام های مسیر مخالف می باشد.با این حال ، ضرایب انتقال حرارت معدل گیری شده زمانی برای شیوه تولید آشفتگی،شدیدمی باشند. خصوصیات آشفتگی برای سه حالت متفاوت خواهند بود، اما شدت آشفتگی میانگین آنها هنوز یکسان است. این نتایج نشان می دهدکه خصوصیات آشفتگی ممکن است خیلی مهم نباشد اگر شدت آشفتگی میانگین بتواند شبیه سازی گردد تا تقریبا" همانند شدت از یک معبر پره موتور توربین گاز باشد.شکل 50-2 تاثیر استحکام مسیر ناپایدار در جهت مخالف جریان برای یک آشفتگی جریان آزاد ورودی را نشان می دهد (Tu=17.2%) . اعداد استروهال9 برهم نهاده شده برای آن موارد عبارتند از 0.1 ، 0.2، 0.3 می باشند. شدت های آشفتگی میانگین محاسبه شده در ورودی کسکید برابر با 20.9% و21.1% و 21.2% می باشند. توزیع های عدد نوسلت شدت کم را برای تغییر در عدد استروهال نشان می دهند. نتایج در شکل فوق نسبتا" مهم هستند زیرا آنها نشان میدهند
که فرکانس در جهت مخالف جریان هیچ تاثیر ندارد و هنگامی که جریان آزاد شدیدا" آشفته باشد(Tu=17.2%) .
Du از همان آزمایش Han استفاده کرد وتاثیر اضافه خروج دنباله لبه پره در جهت مخالف جریان را با مسیر ناپایدار بر ضریب انتقال حرارت پره در جهت موافق جریان بررسی کردند. خروج ماده سرد کننده توسط تزریق ماده سرد کننده از سوراخ های مختلف بر روی میله ژنراتور بدست آمد. آنها ضرایب انتقال حرارت را روی پره با استفاده از یک روش کریستال مایع زودگذر اندازه گرفتند. تاثیر خالص عبارتست از افزایش ضرایب انتقال حرارت برروی فشار و شطح مکش در اطراف ناحیه لبه هدایت کننده بود. شکل 51-2 تاثیر مسیر ناپایدار ، آشفتگی جریان آزاد و خروج ماده سرد کننده برتوزیع انتقال حرارت یک پره روتور توربین نشان می دهد.حالتهایی برای یک تونل باد( حالت7، ، مسیر ناپایدار(حالت 8 ، ) ، شبکه و مسیر( حالت 9 ،) ، شبکه مسیر و سرعت دمش جت خروجی M=0.25 (حالت 10، و بالاخره شبکه،مسیر و جت خروجی M=0.5 (حالت11 ، ) را مقایسهمی کند.افزودن تاثیر مسیر خودش محل گذار در حرکت سمت از X/SL =0.5 تا X/SL =0.25 را ایجاد می نماید. با افزودن آشفتگی شبکه جریان آزاد، یک حرکت بعدی محل گذار مخالف جهت جریان وجود دارد.تاثییر جت یا سطح مکش عبارتند از افزایش انتقال حرارت در جهت مخالف جریان محل گذار تا 25% است(در مقایسه با حالت بدون خروج جت(مورد9)).تاثیر جت در نواحی کاملا" آشفته و گذار ناچیز می شود.انتقال حرارت سطح فشار هیچ افزایش چشمگیری را مطابق آنچه که برروی سطح مکش دیده می شود ،نشان نمیدهد.
با این حال،یک افزایش تا15% در مقادیر انتقال حرارت در ناحیه نزدیک به لبه هدایت کننده وجود دارد.
Dunn نتایج مشابه را از آزمایشات مدل موتور روتور- استاتور گزارش کرد. ممکن است نتیجه گرفته شودکه افزودن خروج دنباله لبه عبارتند از جبران کاهش سرعت ناشی از مسیر می باشد که باعث یک افزایشدر سرعت جریان اصلی برخورد کننده است و یک پروفیل شدت آشفتگی یکنواخت تر را تولید می نماید.

2-5 – انتقال حرارت دیوار انتهایی ایرفویل:
2.5.1- مقدمه:
ناحیه دیواره انتهایی ایرفویل ناحیه پیچیده ای است برای تحلیل، که توسط مهندسان توربین گاز بکار برده می شود. دیوار انتهایی یک بخش بزرگ از سطح خنک شونده را در یک نسبت جنبه کم مدرن ،با طراحی صلبیت کم را نشان می دهد. با افزایش دماها و فشارهای ورودی توربین ،مسئله خنک کردن دیوار انتهایی چشمگیر شده است.
ناحیه دیوار انتهایی یک ناحیه پیچیده ناشی از حضور جریان های ثانوی سه بعدی می باشد. York در سال 1984 نشان داد که خصوصیات ضروری مسئله دیوار انتهایی عبارتند از:
وجود شیب های فشار و دما در جریان ورودی که جریانهای ثانوی را به صورت برگشت های جریان در معبرهای پرّه موجب می شود.
حرکت لایه مرزی در لبه هدایت کننده هر ایرفویل ،در داخل یک گرداب مجزا که در داخل معبر همرفت می شود.
لایه های مرزی سه بعدی بر روی دیوار انتهایی با مولفه های جریان عرضی بزرگ که توسط شیب های فشار جریان عرضی قوی ایجاد می شود.
اندرکنش مارپیچ در گوشه دیوار انتهایی- سطح مکشی.
برای درک عبارت های فوق، شخص باید میدان جریان دیوار انتهایی را درک نماید. تعداد زیادی از بررسی های بر روی میدان جریان دیوار انتهایی در تلاش برای درک ساختارهای جریان ثانوی و انتقال حرارت مربوطه متمرکز شده اند.
2.5.2 – توصیف میدان جریان:
wang در سال 1997 مدل های ثانوی گوناگون منتشر شده، درباره میدان جریان نزدیک به دیوار انتهایی یک پرّه توربین را خلاصه کرد. Langston در سال 1988 ، Sharma و Butler (1987) و Goldstein و Spons (1988) سه مدل نماینده اصلی را نشان دادند. شکل 52-2 میدان جریان خلاصه شده توسط Langston را نشان می دهد. عکس تکامل تدریجی و توسعه دو ساق مارپیچ و یک مارپیچ معبر را نشان می دهد. شکل 53-2 یافته های Sharma و Butler را خلاصه می کند. آنها نشان می دهند که مارپیچ در سمت فشار به یک مارپیچ معبر تبدیل می شود و به طرف مارپیچ در سمت مکش نزدیک می گردد. مارپیچ ها جریان لایه مرزی را بطرف نوک ایرفویل حمل می نمایند.Goldstein و Spons نتایج خودشان را درباره میدان جریان دیوار انتهایی ارائه کردند.

شکل 54-2 الگوی مارپیچ مشروح توسط Goldstein و Spons را نشان می دهد. شکل تمام مارپیچ های فعال را نشان می دهد. جریانهای ثانوی از ناحیه دیوار انتهایی اساساً نتیجه دو شیب فشار اصلی در معبر پره می باشند. تغییر فشار در معبر توسط توزیع سرعت لایه مرزی و تجمع جریان بر روی پره ایجاد می شود. این تغییرات فشار جریان را بطرف دیوار انتهایی جلو می برد و آن را به داخل دو ساق مارپیچ لبه هدایت کننده به پیش می راند. زاویه برگشت جریان بین ایرفویلهایک شیب فشار قوی را در معبر بوجود می آورد. این شیب بر روی مسیرهای دو ساق مارپیچ و همچنین جریان با مومنتوم (اندازه حرکت) کم در مجاورت دیوار انتهایی تاثیر می گذارد. این تغییر، یک جریان را بر روی سطح فشار (رو به پایین) و یک جریان بر روی سطح مکش (رو به بالا) را موجب می شود. مارپیچ ساق سمت فشار با جریان مومنتوم کم نزدیک به دیوار انتهایی ترکیب می شود و مارپیچ معبر را بوجود می آورد. مارپیچ معبر از لبه هدایت کننده سمت فشار به طرف لبه دنباله سمت مکش ایرفویل مجاور در معبر جابجا می شود. این مارپیچ (بر چسب 3) دیوار انتهایی نزدیک به سمت مکش را بلند می کند و در امتداد سمت مکش می چسبد، هنگامی که به موافق جریان در معبر عبور می نماید. مارپیچ سمت مکش ( با برچسب2) نزدیک به دیوار انتهایی باقی می ماند تا اینکه به خط جدایش در سمت مکش می رسد و سپس دیوار انتهایی را بلند می کند و در امتداد سمت مکش در جهت موافق جریان ادامه می یابد.
مارپیچ سمت مکش در اطراف مارپیچ معبر می پیچد. این محل پیچیدن در محل های مختلف برای شکل های هندسی کاسکاد مختلف رخ می دهد. همچنین مارپیچ های با مومنتوم کم دیگری وجود دارند که موسوم به مارپیچ های گوشه می باشند. همچنین یک مولفه رو به پایین از سرعت در طرف فشار به طرف دیوار انتهایی وجود دارد که ممکن است مارپیچ معبر را به طرف سمت مکش به جلو براند. این توزیع های جریان ثانوی پیچیده ممکن است منجر به رفتار انتقال حرارت پیچیده شود که ممکن است تغییرات قوی در دیوار انتهایی معبر را نشان دهد. جریانهای ثانوی می توانند انتقال حرارت را افزایش دهند و مدل های صفحه تخت نمی توانند انتقال حرارت را برای دیوارهای انتهایی پیش بینی نمایند. بنابراین، حصول اندازه گیری های انتقال حرارت دقیق برای جریان های دیوار انتهایی امری مهم است.
2.5.3 – انتقال حرارت دیوار انتهایی:
Graziani (1980) شرح داد که انحنای خط جریان از جریان اصلی یک شیب فشار قوی را از سطح فشار تا سطح مکش ایجاد می نماید که بر روی دیوار انتهایی فشار داده می شود. جریان ثانوی دیوار انتهایی از سیال با مومنتوم کم تهیه می شود که باسیال جریان اصلی اندر کنش می نماید. Graziani آزمایشاتی در یک مقیاس وسیع، سرعت کم، با تونل باد کاسکاد مدار باز انجام داد. او سطح پرّه و توزیع انتقال حرارت سطح دیوار انتهایی را برای دو ضخامت متفاوت از لایه مرزی ورودی اندازه گیری کرد. توزیع سطوح تیغه و فشار دیوار انتهایی توسط فشار استاتیک محاسبه گردید. توزیع های انتقال حرارت با استفاده از مدل های جریان حرارت یکنواخت و گرم شده به طریق الکتریکی بدست آمدند.
جزئیات بیشتر درباره روش آزمایش می تواند از مقالات Graziani بدست آید. شکل 55-2 حاشیه های (کانتور) فشار استاتیک دیوار انتهایی بر روی دیوار انتهایی پره را برای دو ضخامت لایه مرزی متفاوت نشان می دهد. مقایسه فوری نشان می دهد که الگوی لایه مرزی با خرابی های موضعی کمتر، پیچیدگی خیلی کمتری دارد. نقطه زمینی از جدایش بر روی دیوار انتهایی ، مسیر مارپیچ معبر و خط جدایش دیوار انتهایی فقط برای لایه مرزی ضخیم تر قابل تشخیص هستند. فقط نزدیک به سطح مکش در محل فشار حداقل، معبر مارپیچ آشکار می باشد.
شکل 56-2 توزیع های عدد استانتون دیوار انتهایی را برای یک ضخامت لایه مرزی زیاد نشان می دهد. انتقال حرارت در نزدیک لبه هدایت کننده بدلیل حضور یک مارپیچ، زیاد می باشد. مسیر مارپیچ با یک الگوی شیب های تند مشخص می شود که در ناحیه نقطه زمینی آغاز می شود و در دیوار انتهایی تا سطح مکش ادامه می یابد.
اعداد استانتون به تدریج به طرف سطح مکش کاهش می یابد. کمترین مقادیر انتقال حرارت بر روی دیوار انتهایی در نزدیک سطح فشار پیدا می شوند. ناحیه عدد استانتون کم یک حلقه را شکل می دهد که از ناحیه نقطه زمینی یه طرف سطح فشار از خارج به داخل معبر نزدیک به لبه دنباله ادامه می یابد. یک سیستم از نواحی کانتور (حاشیه) عدد استانتون بسته بالاترین نواحی انتقال حرارت را در ناحیه wake ایرفویل نشان می دهد. واضح است که در دیوار انتهایی جریانهای لایه مرزی سه بعدی وجود دارد که برای آن مفروضات لایه مرزی قراردادی ممکن است قابل کاربرد نباشد.
شکل 57-2 کانتورهای عدد استانتون را بر روی سطح دیوار انتهایی و پره برای یک لایه مرزی ورودی ضخیم نشان می دهد. تاثیرات مارپیچ موجود در جریانهای ثانوی در اطراف ناحیه مرکزی پره دیوار انتهایی، در توزیع ها به شدت آشکار هستند.
توزیع های انتقال حرارت سطح مکش شبیه به ناحیه دیوار انتهایی سه بعدی هستند. با این حال، توزیع های انتقال حرارت سطح فشار کمتر هستند و بر روی سطح کمتر تغییر می نمایند این یک بررسی مقدماتی بود که بر روی ناحیه دیوار انتهایی ایرفویل تمرکز داشت و یک دیدگاه بسیار پیچیده از پدیده را نشان می داد. بررسی محققان را به تمرکز بر روی سطح ایرفویل و همچنین ناحیه نوک و دیوار انتهایی از ایرفویل هدایت کرد. مقادیر انتقال حرارت زیاد هستند و سرد کردن دیوارهای انتهایی را ضروری می نمایند. سایر بررسی ها توسط Dunn وstoddard (1979) ، Dunn وHause(1979) ، York (1984) Wedlake (1984) Boyle و Russell (1989) و Blair (1994) بر روی مقادیر انتقال حرارت دیوار انتهایی تمرکز کرده اند.

Chen وGoldstein (1992)، Wang (1995) Goldstein توزیع های انتقال جرم مفصل را بر روی دیوار انتهایی ارائه کرده اند. آنها خصوصیات انتقال جرم را بر روی دیوار انتهایی و بر روی سطوح فشار و مکش نزدیک به دیوار انتهایی بررسی کرده اند. بررسی های آنها بر اساس جریانهای عدد رینولدز کم بود و بصیرت با ارزش نسبت به جریان های ثانوی دیوار انتهایی و تاثیرات آنها بر روی سطوح مکش و فشار تیغه را فراهم کرد.
2.5.4 – انتقال حرارت نزدیک دیوار انتهایی:
بررسی های کمی بر روی تاثیرات اندرکنش های مارپیچ های تولید شده توسط دیوار انتهایی با سطح پرَه و تاثیر بر روی انتقال حرارت متمرکز شده اند. Graziani (1980) و sato (1987) از جمله کسانی هستند که انتقال حرارت سطح تیغه را در ناحیه نزدیک به دیوار انتهایی مطالعه کردند. Chen و Goldstein انتقال جرم بر روی ناحیه نزدیک دیوار انتهایی سمت مکش را بررسی کرد. آنها نشان دادند که توزیع های انتقال حرارت یک الگوی جداسازی لایه ای ،گذرا و اتصال مجدد را ناشی از یک شیب فشار معکوس را نمایش می دهند.
Goldstein تاثیر جریان های ثانوی نزدیک دیوار انتهایی و آشفتگی لایه مرزی را بر روی انتقال حرارت سطح ایرفویل مطالعه کرد. ناحیه نزدیک به دیوار انتهایی شدیداً سه بعدی است که بدلیل سه بعدی بودن جریان در این ناحیه می باشد . الگوی جریان پیچیده قبلاً شرح داده شده است. شکل 58-2 توزیع های عدد شروود را بر روی سطوح مکش و فشار تیغه توسط Goldstein نشان می دهد. همانطور که از توزیع ها می توان مشاهده کرد ،مارپیچ انتقال حرارت سطح مکش را نزدیک به لبه هدایت کننده تحت تاثیر قرار نمی دهد. در اطراف یک فاصله محوری سطح تحت تاثیر مارپیچ قرار می گیرد. تاثیر مارپیچ معبر در این نقطه آغاز می شود. مارپیچ سمت مکش سپس از دیوار انتهایی دور می شود و بالاتر از مارپیچ معبر در امتداد سطح مکش حرکت می کند و تغییرات شدید در توزیع انتقال حرارت را موجب می شود. محل انتقال حرارت اوج در امتداد این مارپیچ است ،هنگامی که از سمت مکش تیغه بالا می رود و در جهت موافق جریان توسط مارپیچ معبر حمل می شود. بر روی سطح فشار ،انتقال حرارت (انتقال جرم) بصورت دو بعدی توزیع می شود ،تاثیر زیادی بر روی سمت فشار بدلیل جریان های ثانوی وجود ندارد. هنگامی که مارپیچ معبر بطرف سمت مکش حرکت می کند، و مارپیچ سمت فشار اندکی کوچکتر است و باعث تاثیرات در مقیاسی بزرگ می شود. اندرکنش بین مارپیچ سمت فشار و رژیم های لایه مرزی متفاوت باعث جدایش جریان گذار و اتصال مجدد می شود و افزایش نزدیک به دیوار انتهایی رخ می دهد. تاثیرات 3 بعدی بر روی سطح فشار محدود به یک ناحیه نزدیک به دیوار انتهایی می باشند.

2.5.5 – آزمایش و بررسی های وضعیت موتور:
Wedlake یک سری آزمایش بر روی یک کاسکاد NGV در یک کاسکاد پیستون سبک ایزنتروپیک (ILPC) انجام داد. ILPC یک وضعیت جریان مشابه با یک موتور توربین گاز را می خواهد تولید نماید. آنها نسبت های دمای گاز به فلز را بجای استفاده از مقادیر دمای واقعی شبیه سازی کردند که در یک توربین گاز واقعی وجود دارد. شکل 59-2 ILPC را نشان می دهد.
اندازه گیری های انتقال حرارت توسط عبور هوای گرم شده بر روی تیغه های آزمایش برای مدت زمان طولانی برای ثبت پاسخ دماهای سطح به معبر گاز داغ انجام شدند. شکل 60-2 کانتورهای عدد نوسلت دیوار انتهایی بیرونی را برای یک عدد ماخ 1/4نشان می دهد. توزیع ها در ورودی پره در وسط معبر یکنواخت هستند و مقادیر زیادی در نواحی مارپیچ لبه هدایت کننده متمرکز می باشند. یک ناحیه نقطه زمینی از انتقال حرارت متوسط در معبر آشکار می باشد و انتقال حرارت زیاد می شود هنگامی که مارپیچ سمت فشار از سمت فشار یک ایرفویل به سمت مکش ایرفویل مجاور حرکت می کند. این امر با نتایج سرعت کم تهیه شده توسط : Grariani سازگاری دارد. Giel اندازه گیری های انتقال حرارت دیوار انتهایی را در یک کاسکاد توربین ترانسونیک ارائه کردند. آنها تاثیرات عدد ماخ خروجی و آشفتگر جریان آزاد را بر روی انتقال حرارت دیوار انتهایی بررسی نمودند. آنها نشان دادند که اعداد ماخ خروجی مافوق صوت، توزیع های عدد استانتون مشاهده شده در حالت های عدد ماخ خروجی ساب سونیک را فرو می ریزد، همچنین آنها نشان دادند که مقادیر انتقال حرارت اوج پایینی را با افزودن آشفتگی تولید شده توسط شبکه بدست آوردند.
آنها فرض کردند که این امر ممکن است بدلیل تغییرات در جریان های ثانوی رخ دهد که توسط ضخامت لایه مرزی نازک تر بوجود آمده است. اخیراً Harney نیز انتقال حرارت دیوار انتهایی را بررسی کرد. آنها نتایج خودشان را با شبیه سازی های محاسباتی مقایسه کردند.

2.5.6 – تاثیر زبری سطح:
Blair تاثیر زبری بر روی انتقال حرارت سطح تیغه و دیوار انتهایی را بررسی کرد. شکل 61-2 سطح ایرفویل و کانتورهای عدد استانتون دیوار انتهایی مرکزی و سطح ایرفویل را برای دیوارهای زبر و نرم نشان می دهد. سطح هموار یک سطح پوشیده با کریستال مایع بود و سطح زبر100 برابر زبرتر از پوشش کریستال مایع بود. یک شبکه غربال شده از ذرات به اندازه 660 میکرومتر بطور یکنواخت بر روی کل مدل آزمایش موتور بکار برده شد تا سطح زبر را شبیه سازی کند. نتایج برای سطح ایرفویل در اینجا ارائه می شوند تا تاثیرات سه بعدی را نشان دهند که جریانهای ثانوی دیوار انتهایی بر روی انتقال حرارت سطح ایرفویل نزدیک به دیوار انتهایی دارند. از نتایج سطح هموار آشکار است که جریانهای ثانوی دیوار انتهایی دارای تاثیر قوی تر بر روی توزیع های عدد استانتون سطح مکشی نسبت به سطح فشار می باشند. توزیع های انتقال حرارت بطور واضح نشان می دهند که لایه های مرزی دیوارانتهایی در معبر بطرف سطح مکش توسط شیب فشار معبر عرضی جاروب می شوند، که قبلاً شرح داده شد. سپس لایه های مرزی به داخل یک زوج از مارپیچ نزدیک گوشه دیوار انتهایی، مرکز، ایرفویل و گوشه دیوار انتهایی، نوک ایرفویل حرکت داده می شوند. تاثیر بر روی سطح مکش عبارتند از تولید یک الگوی کانتورهای عدد استانتون است که مستقیماً با شکل های مارپیچ ها و خطوط جدایش بدست آمده از بررسی های میدان جریان متناظر است.
نگاشت نقشه انتقال حرارت دیوار انتهایی مرکزی اعداد استانتون زیاد را نزدیک به لبه های هدایت کننده ایرفویل نشان می دهد. مارپیچ های لبه هدایت کننده نیز انتقال حرارت دیوار انتهایی را افزایش می دهند، هنگامی که آنها انتقال حرارت سطح ایرفویل را افزایش دادند. حداکثر انتقال حرارت بر روی دیوار انتهایی در لبه های هدایت کننده ایرفویلها رخ می دهد. ناحیه انتقال حرارت زیاد نزدیک به لبه هدایت کننده بر روی سمت مکشی ادامه می یابد. اعداد استانتون بیشتر در نزدیک سطح مکش در مقایسه با سطح فشار ملاحظه می شوند. این امر ناشی از مهاجرت مارپیچ معبر به سمت مکش می باشد. مقایسه نگاشت انتقال حرارت سطح زیر با نگاشت انتقال حرارت سطح هموار بطور واضح مقادیر انتقال حرارت افزایش یافته را نشان می دهد. در لایه های مرزی سطوح زبر کاملاً آشفته هستند و ممکن است مقادیر انتقال حرارت بالاتر را تولید نمایند. الگوهای جریان برای سطوح زبر و نرم هر دو مشابه هستند. مقادیر انتقال حرارت بین 20 و 40 % زیاد می باشد که بستگی به محل بر روی سطح ایرفویل و دیوار انتهایی دارد. بررسی های اخیر بر روی استفاده از فیلم خنک کننده برای سرد کردن ناحیه دیوار انتهایی متمرکز بوده اند. این بررسی ها در فصل بعدی بر روی سرد کردن فیلم بحث خواهد گردید.
2-6- انتقال حرات نوک پره موتور توربین:
2.6.1 – مقدمه:
در موتورهای توربین گازمدرن، پره هادرنزدیکی یک شراع (Shroud )ثابت یا دیوار خارجی هوزینگ (مقَر) توربین، گردش می نمایند.
فاصله نوک نوعاً 1.5% فاصله پره است. خرابی های نوک پره اساساً توسط جریان نشست داغ در داخل فاصله نوک ایجاد می شوند. تفاوت و اختلاف، فشار بین سطوح مکش و فشار، جریان را در داخل فاصله بین پره در حال گردش و شراع ثابت، موجب می شود. حذف فاصله بطور کلی غیرممکن است زیرا این فاصله برای رشد سانتریفوژی پرّه و همچنین انبساط حرارتی جزئی بین شراع و پره در نظر گرفته شده است. Metzger اشاره کرد که جریان نشست نوک تیغه معمولاً همراه با کاهش در عملکرد آیرودینامیک پرّه است و جنبه دوم از بار انتقال حرارت تا نوک پرّه نادیده گرفته می شود. نرخ های انتقال حرارت در نوک می تواند بر روی کل سطح پره بالاترین مقدار باشد که منجر به شیب ها یا سرعت ها و دمای زیاد و مسائل پایداری مرتبط گردد. بررسی های انجام شده توسط Dunn در محیط استاتوری روتور نشان داده اند که بار حرارتی بر روی سطوح نوک پرّه بقدری زیاد هستند که می توانند موجب خرابی ساختاری شوند، اگر گرم کردن ناحیه نوک بقدر کافی در ملاحظات حرارتی در نظر گرفته نشود. انتقال حرارت نوک پرّه مرتبط با خصوصیات جریان نشست نوک می باشد. برای درک کامل انتقال حرارت نوک، محققان لازم است تا جریان ورودی نوک پره و خصوصیات جریان خروجی و تاثیرات آن بر روی فشار و انتقال حرارت سطح مکشی نزدیک به نواحی نوک را مطالعه نمایند.
2.6.2 – میدان جریان ناحیه نوک پره و انتقال حرارت:
جریان نشست نوک پرّه یک جریان ناشی از فشار می باشد که ممکن است بر روی سطح مکشی نزدیک به نوک در خروجی تاثیر بگذارد. بررسی هایی بر روی جریان نشست نوک پره برای مقاصد آیرودینامیک متمرکز شده اند . تاثیرات جریان نشست نوک پره بر روی عملکرد پرّه مطالعه گردید. بررسی هایی توسط Bindon و Morphus و Bindong برای درک بهتر الگوهای جریان فاصله- نوک کمک نموده اند. Bindon اندازه گیری های میدان جریان و فشار را بر روی یک نوک پره توربین محوری در یک کاسکاد خطی تحت شرایط سرعت کم، انجام داد. شکل 62-2 شرح Bindon درباره جریان نشت فاصله- نوک را نشان می دهد. او پیشنهاد کرد که سمت فشار نزدیک به جریان نوک بر روی نوک می غلطد که ناشی از شیب فشار فعال قوی در نوک می باشد.
با جریان دیوار سمت مکش ورودی مواجه می شود و تمایل دارد که جدا شود و بداخل یک مارپیچ بغلطد. رشد مارپیچ هنگامی که جریان نوک از فاصله خارج می شود باعث یک افزایش در مقدار کلی جریان ثانوی در داخل معبر پره توربین می گردد و بنابر این منجر به تلفات آیرودینامیک بزرگ می شود. جریان نشت نوک دارای تاثیر چشمگیر بر روی انتقال حرارت نوک پره، انتقال حرارت ناحیه نزدیک نوک سمت فشار، و ناحیه انتقال حرارت نزدیک نوک سمت مکش می باشد.جریان نشت دارای یک خصوصیت شبیه به چاهک بر روی لبه هدایت کننده فشار به لبه دنباله می باشد همانطور که توسط اختلاف فشار موضعی در نوک نشان داده شده است، جریان چاهک بر هم نهاده شده جریان را در داخل فاصله کوچک افزایش سرعت می دهد که منجر به لایه ای شدن مجدد احتمالی لایه مرزی نزدیک به نوک می گردد، جریان نشت بر روی سمت مکش نیز از نوع یک جریان منبع است که وارد یک جریان اصلی موجود قبلی می شود. انتقال حرارت سمت مکش نیز تحت تاثیر تولید مارپیچ می باشد. جریان نشت شامل گازهای جریان اصلی داغ است و اکسیداسیون رخ می دهد. فاصله اکسید شده وسیع تر می شود که به نوبه خود جریان نشت را افزایش می دهد و منجر به از کار افتادگی نوک پره می شود. گوشه نوک سمت فشار از وتر میانی تا لبه دنباله از بزرگترین آسیب ناشی از اکسیداسیون رنج می برد. Yaras و Moore (1989)نیز به درک جریان بر روی فاصله های نوک کمک کردند.

شکل 63-2 اندازه گیریهای جریان بین پره های مجاور را در معبر با استفاده از یک میله پنج سوراخه نشان می دهد که توسط Yamamoto(1989) نشان داده می شوند. نتایج دو نوع از بردارها را نشان می دهد: (1) سرعت تصویر شده بر روی دیوار انتهایی( (W) و اندازه بردار جریان ثانوی بر اساس جهت جریان معدل گیری شده توسط جرم (SَV) و (2) خطوط بر روی یک صفحه پره به پره و کانتورهای کاهش فشار کل در جهت موافق جریان، رابطه بین جریان دیوار انتهایی و جریان نشت برای فرایند تولید کاهش کاسکاد بطور موثر نشان داده می شود. نشت در داخل فاصله نوک پره نزدیک به سطح مکش با جریان دیوار انتهایی اندرکنش می کند و از دیوار انتهایی در امتداد یک خط اندرکنش (یاجدایش) دور می شود و یک مارپیچ نشت با تولید کاهش چشمگیر را تشکیل می دهد. مارپیچ با مارپیچ معبر سمت نوک به شدت اندرکنش می کند که در جهت مخالف با مارپیچ نشت دوران می نماید. مکانیزمهای جریان تحت تاثیر اندازه های فاصله آزاد، زاویه های برخورد صفحات راهنمای ورودی W و محل صفحات پره به پره در داخل فاصله می باشند. Metzger جریان حرارت شراع و نوک پره را برای یک توربین در حال گردش استیج کامل 2-731 را اندازه گیری کرد. این تحقیق مشابه با تحقیقات منتشر شده توسط Dunn بود.
شکل64-2 مقادیر جریان حرارت اندازه گیری شده را در نوک پره در امتداد وتر از لبه هدایت کننده تا حدود وتر پره 30% برای دو مقدار فاصله شراع ، نوک را نشان می دهد. خط چین عبارتند از مقدار جریان حرارت نوک برآورده شده بر روی یک مدل یک بعدی ساده بصورت یک جریان ورودی بداخل یک مجرای ثابت و کوتاه می باشد. برآورد در توافق خوب با اطلاعات برای فاصله آزاد = in015/0 است که برای آن محاسبه می شود. مقادیر جریان حرارت برای یک فاصله آزاد
in 025/0 در نتیجه سرعت جریان بالاتر، زیادتر هستند. Yangو Diller یک بررسی از انتقال حرارت و جریان را برای یک نوک پره توربین شیاردار در یک کاسکاد ترانسونیک را نشان می دهد. انها انتقال حرارت بر روی نوک شیاردار را در محل واحد برای جریان های فاصله نوک متفاوت تحت شرایط ترانسونیک سرعت بالا اندازه گیری نمودند.
اندازه گیری های دقیق تر تحت شرایط جریان سرعت بالا بر روی یک کاسکاد توربین واقعی مستلزم برآورد بهتر بار حرارتی برای نوک های پره می باشد.
2.6.3 – انتقال حرارت نوک پره صاف:
بررسی درباره انتقال حرارت توسط Mayleو Meteger (1982)انجام گرفت. آنها انتقال حرارت به یک نوک شبیه سازی شده را با و بدون یک شراع گردان انجام دادند. در بررسی آنها، مدل انتقال حرارت نوک پره ثابت نگه داشته شد. دیوار مجاور ایجاد شده توسط سطح لبه یک دیسک (قرص) گردان در حال حرکت بود. سطح انتقال حرارت یک نوار گرم شده بود که یک سمت فشار نمونه را با جریان سمت مکش درنوک نشان می دهد. این آزمایش یک مدل ساده است که اطلاعات انتقال حرارت را بر روی یک نوک پره برای یک شراع گردان یا ثابت فراهم کرد. شکل 65-2 اطلاعات انتقال حرارت با گردش (دوران) نرمالیزه شده(Nu) توسط اطلاعات انتقال حرارت بدون گردش (Nuo) در مقابل یک پارامتر سرعت نسبی (Rw/u) را نشان می دهد. R شعاع شراع از مرکز دوران ، W سرعت زاویه ای و n سرعت متوسط جریان در فاصله آزاد می باشد. از این اطلاعات، به نظر می رسد که تاثیر دیوار متحرک بر روی کل محدوده پارامترهای در نظر گرفته شده در این بررسی ناچیز است. بررسی نسبت L/hرا تغییر داد که طول را بر روی نسبت نوک (L) به ارتفاع فاصله آزاد (h) نشان می دهد. این بررسی عدد رینولدز طول جریان را تغییر داد. Mayleو Metzger (1989) نتیجه گرفتند که آزمایشاتی که تاثیر دوران پره را نادیده گرفته اند می توانستند برای ارزیابی انتقال حرارت نوک پره بکار بروند البته مادامی که شرایط جریان مشابه باشند. Metzgerو Rued (1989) انتقال حرارت و نتایج جریان را در ناحیه نزدیک به نوک سطح فشار با استفاده از یک شبیه سازی نوک پره و یک جریان چاهک نشان داد. این مدل یک جریان چاهک مشابه با خصوصیات شبیه به چاهک فاصله نوک پره برروی سمت فشار را شبیه سازی کرد. جریان چاهک مشابه با جریان های نشست نوک پره داخلی شبیه سازی می شوند. Rued و Metzger انتقال حرارت ونتایج جریان را در ناحیه نزدیک نوک سطح مکشی بااستفاده از یک شبیه سازی نوک پره و یک جریان منبع ارائه کردند. این مدل یک سطح مکش پره را با یک فاصله شبیه سازی کرد که یک جریان منبع را مشابه با جریان خارج شونده از فاصله نوک برروی سطح مکش یک ایرفویل را تغذیه می کرد.
2.6.4 – انتقال حرارت نوک پره شیار دار:
نوعاً نوک های پره توربین شیار دار می شوند تا جریان نوک وانتقال حرارت را کاهش دهند. شیار بصورت یک درز لابیرنت (حلزونی) عمل می کند تا مقاومت جریان را افزایش دهد و جریان نشت را کم کند و آن نیز به نوبه خود انتقال حرارت را کم نماید. شکل 66-2 نوک شیار دار یک پره و همچنین خطوط جریان را نشان می دهد که نشان دهنده الگوهای جریان نوک می باشد. دو بردار متمایز میتواند بطور واضح درداخل شیار دیده شود. یک مارپیچ جداسازی تولید میشود هنگامی که جریان ورودی لبه داخلی لبه سمت فشار را جدا می نماید. این مارپیچ (گرداب) دیوار جانبی سطح فشار را دربر میگیرد و از شیار نزدیک به لبه دنباله پره جدا می گردد. مارپیچ دوم ، نیز یک مارپیچ جداسازی است که از ناحیه بدون حرکت (Stagnation) تا سطح مکش پره پیش می رود. لبه سمت فشار،لبه سمت مکش ومارپیچ جریان نوک نیز دراین فرایند تولید می شوند. لبه سمت فشار، لبه سمت مکش و مارپیچ جریان نوک نیز دراین فرایند تولید می شوند.
chyu و Metzger(1989) انتقال حرارت را بر روی نوک های توربین شیار دار بطور وسیعی مطالعه کردند. آنها از روش سوبلیمه کردن نفتالین استفاده کردند تا ضرایب انتقال جرم را در داخل نواحی شیاردار نوک های شبیه سازی شده بدست آوردند. شکل 67-2 یک تصویری از مدل نوک پره شیار را نشان میدهد.

پرده در این مدل ثابت است و شراع در یک سرعت ثابت معلوم حرکت نسبی را ایجاد می کند. جهت جریان نشست در جهت shroud مخالف از فشار تا سمت مکش می باشد. همچنین شکل نمایش های پارامتری بکار رفته را در هر دو بررسی نشان می دهد.شکل 68-2 تاثیر فاصله آزاد را بر روی انتقال حرارت برای جریان بر روی نوک را نشان می دهد.

نسبت عمق به پهنای حفره( dw ، عدد رینولدز جریان Re=VC/v ، C= فاصله آزاد ) برای تمام موارد بدون سرعت شراع حفظ میشوند. ضریب انتقال حرارت موضعی با افزایش نسبت فاصله آزاد به پهنای حفره (C/W) افزایش میابد. بعلاوه، توزیع انتقال حرارت درداخل حفره با فاصله های آزاد متفاوت تغییر میکند. به گزارش محققان، فاصله آزاد بزرگتر اجازه رشد لایه برش جدا شده را می دهد و مقادیر آشفتگی بیشتر در جریان اصلی فاصله را موجب می شود.انتقال حرارت بر روی دیواره حفره تحت تاثیر خصوصیات این لایه برش است. نتایج نوک تخت نیز برای مقایسه با نوک تخت کاهش داده می شود. انتقال حرارت در انتهای مخالف جریان حفره در مقایسه با نوک تخت کاهش داده می شود .حفره در جهت جریان موافق مقادیر انتقال حرارت برای نوک شیاردار زیادتر می باشند که ناشی از اتصال مجدد جریان در داخل حفره است. مقادیر انتقال حرارت در لبه موافق جریان نوک شیار دار خیلی بیشتر از برای نوک تخت ناشی از جریان شتاب دار از حفره در داخل فاصله آزاد کوچک می باشد. شکل 69-2 نتایج رابا انتقال حرارت معدل گیری شده بر روی کف حفره نسبت به افزایش عمق حفره خلاصه می نماید. نتایچ محاسبه شده تاثیر جزیی سرعت شراع را بر روی ضریب انتقال حرارت نشان می دهند که قبلا بیان گردید .فاصله آزاد کاهش یافته میتواند بار انتقال حرارت به نوک پره را کاهش دهد. ( به نتایج بررسی C/W=0.05 مراجعه کنید) افزایش در عمق حفره نیز به کاهش بار حرارت منتقل شده به نوک کمک می کند.
اکثر بررسی های فوق بر روی نوک پره برای جریان های سرعت کم یا برای مدل های نوک پره توربین بوده اند. چنین نتایجی اگر چه مفید هستند نمیتوانند یک درک واضح از جریان نشت نوک پره پیچیده و انتقال حرارت را فراهم کنند. بررسی اخیر درباره انتقال حرارت نوک پره توربین وجریان در یک کاسکاد خطی توسط Bunker انجام گردید. او از یک روش کریستال مایع براساس آشکارسازی رنگ استفاده کرد تا توزیع های ضریب انتقال حرارت را بر روی سطح نوک تخت با لبه های تیز و گرد برای یک توربین تولید نیروی زیاد تحت شرایط جریان نماینده موتور را بدست آورد. شکل های 70-2 و 71-2 ضرایب انتقال حرارت نوک پره برای فاصله های آزاد نوک گوناگون و مقادیر آشفتگی جریان آزاد را نشان می دهند.
نتایج نشان می دهند که ضرایب انتقال حرارت نوک پره می توانند تا 3 برابر تغییر داده شوند و یک منطقه مرکزی باانتقال حرارت کم وجود دارد که به ناحیه وتر میانی و به طرف سمت مکش توسعه می یابد. یک افزایش درمقدار شدت آشفتگی جریان آزاد از 5 تا 9% انتقال حرارت نوک را تا حدود 10% افزایش می دهد.کاهش فاصله آزاد نوک به اندازه 38% در فاصله آزاد مقدار اسمی (mm03/2 ) منجر به یک کاهش حدود 10% درانتقال حرارت میشود، درحالی که یک افزایش 38% در فاصله آزاد نوک منجر به یک افزایش 10% در انتقال حرارت می شود. Azad (2000)جریان و انتقال حرارت را بر روی یک سطح نوک پره یک پره روتور هواپیما GE-E3 را در یک کاسکاد خطی پنج پره ای در وضعیت جریان نماینده موتور گزارش کرد.
او از یک روش کریستال مایع زودگذر و نوک های برای فاصله های آزاد نوک گوناگون و مقادیر آشفتگی جریان آزاد استفاده کرد. شکل 72-2 نشان میدهد که نواحی گوناگون ضریب انتقال حرارت کم وزیاد بر روی سطح نوک با انتقال حرارت نزدیک به سمت فشار و انتقال حرارت کم نزدیک به سمت مکش و همچنین به طرف نواحی لبه دنباله وهدایت کننده وجود دارند.

شکل 73-2 نشان می دهد که ضرایب انتقال حرارت نوک معدل گیری شده با افزایش فاصله آزاد نوک یا مقدار شدت آشفتگی جریان آزاد، افزایش مییابد.
شکل 74-2 توزیع های ضریب انتقال حرارت را بین نوک های تخت و غیر تخت با فاصله های آزاد نوک گوناگون نشان می دهد. نتایج نشان می دهد که انتقال های ناحیه انتقال حرارت کمتراز لبه هدایت کننده سمت مکش نوک تخت تا حفره به طرف ضلع دنباله لبه تیغه چگونه است. پره با نوک Squealer یک ضریب انتقال حرارت کلی کمتر را فراهم می کند هنگامی که با پره نوک تخت مقایسه میشود.
شکل 75-2 نشان می دهد که انتقال حرارت میانگین برروی لبه پره بیشتر از حفره squealer است وبا افزایش فاصله نوک زیادتر می شود.

2-7 – انتقال حرات ناحیه لبه هدایت کننده:
2.7.1 – مقدمه:
ناحیه لبه هدایت کننده ایرفویل مستلزم داشتن یک شعاع نسبتاً کوچک برای تضمین طراحی آیرودینامیک بهتراست. لبه هدایت کننده مهمترین ناحیه انتقال حرارت بر روی ایرفویل توربین است. دراکثر موارد بالاترین نرخ های انتقال حرارت بر روی ایرفویل در ناحیه بدون حرکت از لبه هدایت کننده رخ می دهند.Frossling (1958) ناحیه بدون حرکت را بصورت یک استوانه دایره ای یا بیضی شکل برای یک جریان آزاد لایه ای مدل بندی کرد.
نتایج Frossling برای مقایسه در تمام بررسی های بعدی درباره انتقال حرارت لبه هدایت کننده استفاده می شوند. بررسی های متعددی برروی ناحیه لبه هدایت کننده توسط مدل کردن آن بصورت یک استوانه در یک جریان عرضی با یک لبه هدایت کننده نیم دایره یا بیضوی متمرکز کرده اند. تاثیرات مجزا از قبیل آشفتگی جریان آزاد، مسیرهای ناپایدار، زبری سطح وشکل هندسی کانون بررسی های متعدد بوده اند.
2.7.2 – تاثیر آشفتگی جریان آزاد:
آشفتگی زیاد توسط شبکه ها در جهت مخالف جریان مقطع آزمایش در یک تونل باد تولید می شود.شبکه آشفتگی را توسط عمل کردن به صورت یک مانع برای جریان تولید می نماید.آشفتگی درپشت یک شبکه از بین می رود و مجاورت مقطع آزمایش برای شبکه را برای تاثیرات شدت آشفتگی زیاد ضروری می نماید. شبکه های جهت برای تولیدشدت های آشفتگی زیاد استفاده می شوند. یک شبکه جت شامل یک آرایش از میله های توخالی یالوله ها است که درداخل آنها هوا وارد میشود و به سوراخ های کوچک برروی میله هایی تحویل داده می شود که درداخل جریان اصلی می رود. جت ها می توانند برای دمش جریان مخالف یا موافق با نرخ های (سرعت های) جریان کنترل شده آغاز شوند. مطالعات توسط Smith و Keuthe (1966)و kestinو Wood (1971)و Loweryو Vachon (1975) تاثیر آشفتگی جریان آزاد بر روی انتقال حرارت ناحیه بی حرکت نشان داده اند. LoweryوVachon یک ارتباط متقابل برای پیش بینی انتقال حرارت در ناحیه بی حرکت تحت آشفتگی جریان آزاد را توسعه دادند. آنها معادله زیر را بری انتقال حرارت نقطه بی حرکت نمایش دادند.

تمام بررسی های فوق یک تاثیر قوی شدت آشفتگی بر روی انتقال حرارت نقطه بی حرکتی را گزارش دادند. بررسی ها نشان می دهند که کشیدگی مارپیچ باعث افزایش انتقال حرارت می شود. مارپیچ های با مولفه های محورهای عمود برخط بی حرکتی استوانه و عمود بر جهت حرکت جریان آزاد کشیده می شوند وکج می گردند که ناشی از انحراف خطوط جریان و شتاب دراطراف جسم می باشد. ذخیره کردن مومنتوم(اندازه حرکت) زاویه ای باعث میشود که این مارپیچ شدن، تقویت گردد.
Obrien و VanFossen (1985)تاثیر آشفتگی شبکه جت بر روی انتقال حرارت ناحیه بدون حرکت را برای یک استوانه درجریان عرضی مطالعه کردند.شکل 76-2 نتایج انتقال حرارت موضعی پیرامونی برای نیمه جلویی استوانه از نقطه بی حرکتی (Stagnation) تا حدود 500 از بی حرکتی را نشان می دهد. عدد Frossling، NU/Re1/2 بصورت تابعی از زاویه از خط بی حرکتی استوانه رسم میشود. اطلاعات برای سه وضعیت آشفتگی ارائه می شوند: بدون شبکه مربع – میله – شبکه ، شبکه جت. شدت آشفتگی حالت بدون شبکه 6/9% ،حالت مربع -میله – شبکه حدود 4/7 % و شبکه جت حدود 0/11 % بود. خط پررنگ محاسبه نظری Frossling کلاسیک برای یک لایه مرزی لایه ای اطراف یک استوانه را نشان می دهد. اطلاعات برای حالت های آشفتگی کم برای سه عدد رینولدز در توافق خوب با جواب (راه حل) Frossling میباشد. بالاترین اعداد Frossling برای حالت دارای بالاترین شدت تلاطم (TuRe1/2=42/7) بدست می آیند.افزایش انتقال حرارت ترکیبی از شدت آشفتگی جریان آزاد (TU) و عدد رینولدز جریان آزاد (Re) است. در تمام موارد، افزایش انتقال حرارت در سطح کل استوانه نسبتاً یکنواخت است.

انتقال حرارت ناحیه بی حرکتی ازکارهای ObrienوVanFossen(1985) بدست می آیند که با روابط از Smith وkeuthe (1966)و Loweryو Vanchor در شکل 77-2 مقایسه می شوند. رابطه Smith و Keuthe یک افزیش درعدد Frossling ناحیه بی حرکتی را با افزایش TuRe1/2 را نشان می دهد. روابطkestin و lowery و vachon یک تغییر در عدد Frossling را برای مقادیر TuRe1/2 بزرگتر از 30 را نشان می دهند. نتایج از Obrien و Van Fossen کمتر از تمام روابط سه گانه است.
Mehendale (1991)تاثیر آشفتگی جریان آزاد بر روی انتقال حرارت برای یک جسم دارای یک لبه هدایت کننده نیم دایره و جسم تخت را مطالعه کردند. مقادیر آشفتگی جریان اصلی زیاد با استفاده از شبکه های جت بدست آمدند. آزمایشات در یک تونل باد مدار باز با سرعت کم انجام شدند. مقادیر آشفتگی متفاوت (15-1 % ) برای یک سری از اعداد رینولدز( 100000-25000) مطالعه شدند. سنجش های انتقال حرارت با استفاده از گرمکن های نوارمجهز شده و ترموکوپل های وصل شده انجام شدند.
شکل 78-2 توزیع های عدد نوسلت رابرای مقادیر آشفتگی متفاوت در Re=100000 رانشان می دهند. همانطور که می توان مشاهده کرد، آشفتگی جریان آزاد (Tu=12/9%) مقادیر انتقال حرارت را تا 60% بر حالت آشفتگی کم Tu=0/75% زیاد می نماید. تاثیر آشفتگی تولید شده توسط شبکه درماورای ناحیه منحنی شده بر روی جسم تخت غیر چشمگیر است.
Mehendale مشاهده کرد که اطلاعات انتقال حرارت نقطه بی حرکتی در توافق خوب با رابطه vachon-lowery بودند. با این حال ،آنها یک رابطه جدید برای انتقال حرارت معدل گیری شده کلی برروی کل ناحیه لبه هدایت کننده را پیشنهاد کردند.

این رابطه در پیش بینی اطلاعات انتقال حرارت روی ناحیه لبه هدایت کننده استوانه ای برای شرایط آشفتگی جریان آزاد و عدد رینولدز بر اساس قطر لبه هدایت کننده با آشفتگی زیاد برای روابط توسعه یافته توسط lowery وvachon وmehendale را نشان می دهد.(شکل79-2)
vanfossen و ching تاثیر مقیاس طول برروی افزایش انتقال حرارت در ناحیه بی حرکتی برای یک شدت آشفتگی مفروض را بررسی کردند.مدل انتقال حرارت دارای یک گرمکن فویل الکتریک با ترمو کوپل های نصب شده برای اندازه گیری دمای سطح بود.آنها پنج شبکه را برای تولید مقادیر آشفتگی تا 8% و مقیاس های طول متفاوت را استفاده کردند.شکل 80-2 تاثیر مقیاس های طول برروی frossling نقطه بی حرکتی را نشان میدهد.شبکه های G1 تاG5 از 8% نیز در شکل نشان داده می شوند. برای افزایش شدت تلاطم ،شبکه به طرف استوانه حرکت داده شد.دامنه مقیاس طول از 0.05 تا 0.3 تغییر کرد. رابطه lowery-vachon اطلاعات انتقال حرارت را فقط در یک محدوده باریک از مقیاسهای طول را پیش بینی می کند. بالاتر از یک مقدار TuRe0.5 برابر با 40 رابطه Vachon – Lowery به طرف پایین در مقابل روش اطلاعات Van Fossen و Ching خم می شود .
شکل 81-2 عدد Frossling نقطه بی حرکتی را در مقابل یک پارامتر ارتباط متقابل را نشان می دهد. اطلاعات به شکل زیر در می آید.

در جایی که از انطباق حداقل مربعات تعیین می شوند. افزایش انتقال حرارت در ناحیه بی حرکتی افزایش می یابد. هنگامی که مقیاس طول انتگرال زیاد می شود، همانطور که Ames (1997)در این بررسی اشاره کرد، آشفتگی تولید شده توسط محفظه احتراق دریک موتور توربین گاز نوعاً درمقیاس بزرگ است. طراحان انتقال حرارت لازم است تا بر روی آشفتگی مقیاس بزرگ بر روی انتقال حرارت به ویژه در لبه هدایت کننده ایرفویل تمرکز بیشتر نمایند.
2.7.3 – تاثیر شکل لبه هدایت کننده:
Vanfossen و Simoneau (1994)تاثیر اضافی شکل لبه هدایت کننده تحت شرایط اندازه گیری یکسان را به صورت موارد مقاله Vanfossen و Ching مطالعه کردند. شکل 82-2 چهار شکل لبه هدایت کننده بکار رفته را دربررسی آنها نشان می دهند.

نسبت های محورهای بزرگ به کوچک برابر با 1:1 ، 1: 5/1 ،1: 25/2 و 1: 3 بودند. شکل 83-2 توزیع های عدد Frossling آشفته کم را در اطراف چهار شکل نشان می دهد.
توزیع های اطراف لبه های هدایت کننده برای هر شکل ، نمونه هستند. پروفیل توزیع انتقال حرارت برای بیضی قوی (1: 3) نازکتر است. یک نکته مهم دیگر آن است که مقدار انتقال حرارت نقطه بیحرکتی برای یک شکل بیضی قوی تر افت میکند، که برای طراح ایرفویل تشویق کننده است. از آنجایی که لبه هدایت کننده ایرفویل بیضی ترمی باشد، بررسی یک مقایسه جالب را ارائه می نماید.
2.7.4 – تاثیر مسیر ناپایدار:
تاثیر مسیر ناپایدار بر روی انتقال حرارت سطح پره وجریان به تفصیل در بخش های قبلی بحث گردید. با این حال، بررسی های کمی برروی تاثیر مسیر ناپایدار برروی انتقال حرارت هدایت کننده تمرکز کرده اند. مسیرهای مخالف جریان با استفاده از میله های گردان شبیه سازی می شوند که مسیرهای بر روی مدل های استوانه ای ثابت موافق جریان را بازسازی می کند. اکثر کار در ارتباط با تاثیر مسیر ناپایدار بر روی مدل های لبه هدایت کننده توسط Simoneau (1984) و Morehouse و O,Brier(1986)و Cupp (1989) انجام شد. آنها یک آزمایش را برای شبیه سازی دینامیک های مسیر یک اندرکش استاتور،روتور توربین توسعه دادند. آنها از یک چرخ میله دار استفاده کردند که دریک جریان حلقه مانند برای تولید مسیر های برخورد بر روی یک لبه هدایت کننده استاتور شبیه سازی شده متشکل از یک استوانه دایره ای با یک صفحه جدا کننده در پشت آن گردش می کرد. شکل 84-2 مفهوم آزمایش اتقال حرارت مسیر موتور انجام شده توسط گروه محققان فوق را نشان می دهد.

Morehowse و simonean (1986) پروفیل های مسیر معدل گیری شده فوری و کلی تولید شده را اندازه گیری کردند. آنها از اندازه های مختلف پین و ترکیب های شبکه مش متفاوت برای شبیه سازی جریان ناپایدار متفاوت استفاده کردند. شکل 85-2 تاثیر انواع مختلف ناپایداری بر روی توزیع انتقال حرارت پیرامونی بر روی استوانه را نشان می دهد. مقادیر پارامتر آشفتگی ناپایدارَ Tu از 1.12 تا 9.80% متغیر هستند. بر اساس نتایج و تاثیر مسیر ناپایدار مانند تاثیر آشفتگی تولید شده توسط شبکه چشمگیر نمی باشد. با این حال، نیاز به درک پدیده های جریان مسیر ناپایدار برای در نظر گرفتن رفتار انتقال حرارت امری ضروری است. BrienَO و Capp (1989) مولفه های مماسی و محوری جریان آشفته ناپایدار موافق جهت بکار رفته توسط بررسی های قبلی را اندازه گیری کردند.

آنها همچنین یک پارامتر جدید موسوم به ضریب جریان روتور را اندازه گرفتند که می تواند با عدد استروهال (S) رابطه داشته باشد:
(2.10)
db قطر میله در حال گردش و rb شعاع فاصله میانی میله های تولید کننده مسیر اندازه گیری شده از خط مرکز روتوری می باشد. اندازه گیری جریان نمایش داده شده توسط این مطالعه به شخص کمک می کند که خصوصیات مسیر را درک کند و به تاثیرات آنها را بر روی افزایش انتقال حرارت متوجه شود. Funazaki (1996)توزیع انتقال حرارت معدل گیری شده زمانی را در اطراف لبه هدایت کننده یک جسم تحت تاثیر مسیرهای دوره ای را نشان داد. او مشاهده کرد که افزایش انتقال حرارت قوی با افزایش عدد استروهال مسیر عبور کننده میله وجود دارد. شکل 86-2 توزیع های انتقال حرارت تحت تاثیر مسیر Wake را بر روی مدل آزمایش برای شرایط جریان غیر یکنواخت برای یک 67000= Re نشان می دهد.
پروفیل های انتقال حرارت تحت تاثیر مسیر با افزایش استحکام مسیر Wake نا متقارن تر می شوند. یک وضعیت مسیر Wake ثابت نیز نشان داده می شود که نمونه حالت واقعی نمی باشد. روش برای حالت میله ثابت برای مقایسه و جریانهای روشن غیر مشابه در مقایسه با سایر حالتها نشان داده میشود.اطلاعات funazaki بطور واضح تاثیر مسیر Wake قوی را بر روی انتقال حرارت در اطراف لبه هدایت کننده نشان می دهد. مدل آزمایش بکار رفته توسط Funazaki شبیه به Mehendale بود، بغیر از اینکه Fuuazaki دارای یک ژنراتور مسیر مخالف جهت جسم بود. میله ها در فرکانس های مختلف دوران داده شدند تا اعداد استروها ل
متفاوت بدست آید. تلاش های بیشتر مشابه با این بررسی به طراحان کمک می نماید تا انتقال حرارت را بر روی ناحیه لبه هدایت کننده ایرفویل ها در نظر بگیرند. تاثیر مرکب آشفتگی جریان آزاد و برخورد مسیر ناپایدار نیز بر روی انتقال حرارت ناحیه لبه هدایت کننده نیز مهم است. با این حال هیچ مطالعه ای متمرکز بر روی این تاثیرات بر روی انتقال حرارت لبه هدایت کننده وجود نداشته است. بدلیل اینکه ترکیبهایی از آشفتگی جریان آزاد و مسیر ناپایداری می تواند موجب یک پاسخ انتقال حرارت متفاوت در مقایسه با تاثیرات واحد گردد، تمرکز بر روی این جنبه انتقال حرارت لبه هدایت کننده نیز مهم است. همچنین هیچ اطلاعات وابسته به زمانهای برای ناحیه لبه هدایت کننده مانند مورد ارائه شده توسط Guenette (1989)وجود ندارند.
2-8 – انتقال حرارت سطح تخت:
2.8.1 – مقدمه:
بعضی از بررسی ها درباره تاثیر آشفتگی جریان آزاد اندازه گیری ها را بر روی سطوح ساده و تخت انجام دادند.
تاثیر آشفتگی جریان آزاد مانند، بخش های قبلی یک تاثیر عمده بر روی لایه های آشفته کامل و لایه های آرام-آشفته و در نتیجه بر روی انتقال حرارت دارد. بررسی های بنیادی بر روی لایه های مرزی بر روی سطوح تخت انجام شدند تا تاثیرات واحد بر روی گذر لایه مرزی را تعیین نمایند. آشفتگی جریان آزاد، شیب فشار، انحنای در جهت جریان و زبری سطح کانون بررسی های متعدد بودند. پیش بینی های دقیق توسعه لایه مرزی و توزیع های انتقال حرارت همراه با آن برای فویل های هوای توربین مهم هستند که در محیط های با آشفتگی زیاد کار می کنند. مدل سازی فویل های هوای توربین بصورت محدب و مقعر می توانند به سهولت مسئله و ارائه یک راه حل بنیادی تر کمک نمایند که می توانند برای پروفیل های واقعی تحت شرایط موتور واقعی بکار برده شوند.
2.8.2 – تاثیر تلاطم جریان آزاد:
Bradshaw (1974) و McDonald و Kreskovsky (1979) و Hancock و Bradshaw (1983)بررسی های آیرودینامیک را بر روی تاثیرات آشفتگی جریان آزاد ارائه کردند. آنهانتیجه گرفتند که سرعت های انتقال حرارت با افزایش در آشفتگی جریان آزاد افزایش می یابد اگر شکل هایی از آنالوژی رینولدز برای این نوع جریان ها بکار برود. Bradshaw یک رابطه وابسته به مقیاس طول و شدت را برای اطلاعات اصطکاک پوست توسعه داد. Simonich و Bradshaw (1978) و Blair (1983)بر روی تاثیرات آشفتگی جریان آزاد بر روی انتقال حرارت تحت تاثیر لایه مرزی زودگذر بر روی یک سطح تخت را بررسی کردند. Hancock و Bradshaw (1983)یک پارامتر ارتباط جدید را بر اساس افزایش اصطکاک پوست Skin)) ناشی از تلاطم تولید شده با شبکه ارائه کردند پارامتر مربوطه تابعی از مقدار آشفتگی و نسبت مقیاس طول پراکندگی به ضخامت لایه مرزی است و چنین توصیف می شود:
(11-2)
Blair توزیع های انتقال حرارت را در امتداد دیواره آزمایش تخت در پنج سطح آشفتگی جریان تا نمایش داد. همانطور که در فصل قبلاً ذکر گردید، افزایش در آشفتگی جریان آزاد گذرا لایه مرزی قبلی را موجب می شود. شکل 87-2 توزیع های انتقال حرارت را برای پنج مقدار آشفتگی متفاوت نشان می دهد.
محل گذر در جهت مخالف جریان با افزایش مقدار آشفتگی حرکت می کند. برای مقادیر بالاتر آشفتگی ، لایه مرزی قبلاً کاملاً آشفته است. Blair نشان داد که انتقال حرارت در ناحیه کاملاً آشفته تا 36% افزایش یافت و برای یک افزایش آشفتگی جریان آزاد از0.25% تا 6% این کار صورت گرفت. شکل 88-2 اطلاعات آزمایش را در مقایسه با ضریب اصطکاک پوست (Skin) نشان می دهد () و انتقال حرارت افزایش یافته از مقاله Hancock (1980)استفاده گردید. شدت آشفتگی بر روی محور طول ها تعدیل شده است تا عبارت تجربی را شامل گردد رابطه Hancock یک پیش بینی خوب از تاثیرات آشفتگی جریان آزاد را بر روی لایه مرزی آشفته ارائه می کند. با این حال، اطلاعات انتقال حرارت از بررسی Blair و سایر بررسی های نشان داده شده در شکل بنظر نمی رسد که اعتبار کافی رابطه Hancock را ارائه کند. CHen و Wang تاثیر مقادیر آشفتگی جریان آزاد (تا 6.4% Tu=) را روی جریان و رفتار حرارتی برای لایه های مرزی زودگذر مطالعه کردند. آنها نتایج آماری نوسانات سرعت در عرض جریان و در جهت جریان را
ارائه و به بررسی نوسانات حرارت تنش های رینولدز و جریان های حرارت رینولدز پرداختند. Maciejewski و Moffat (1922)یک بررسی لایه مرزی را ارائه کردند در جایی که مقادیر آشفتگی جریان آزاد تا 60% بالا بود و از جریان جت آزاد استفاده نمودند. شکل 89-2 اطلاعات Maciejewski و Moffat را در مقایسه با نتایج MacMullin(1983) ارائه می کند که از یک
جت آزاد برای تولید آشفتگی استفاده کرد و Bair از تولید آشفتگی شبکه بهره برد.
نتایج نشان می دهند که عدد استانتون با افزایش آشفتگی جریان آزاد افزایش می یابد. این نتیجه گیری شبیه به نتایج بیان شده قبلی در جریان آزاد است. رابطه لایه ای و آشفته در شکل دیده می شوند Maciejewski و Moffat یک پارامتر St را پیشنهاد می کنند که از سرعت rms حداکثر یافت شده در ناحیه نزدیک دیوار استفاده می نماید. پارامتر جدید بعداً در این بخش بحث خواهد شد.
Ames و Moffat (1992)اصطکاک پوست و افزایش انتقال حرارت را با استفاده از یک شبیه ساز محفظه احتراق بررسی کردند (شکل 26-2) آنها یک پارامتر جدید TLR معرفی کردند که از کمیت های انتگرال بجای ضخامت لایه مرزی استفاده می کند.
(12-2)
آنها را باری افزایش تنش برش و را برای انتقال حرارت بکار بردند. اکثر بررسی های انجام گرفته توسط Thole و Bogard(1995) در بررسی اخیر بر روی انتقال حرارت و افزایش اصطکاک پوست برای مقادیر آشفتگی جریان آزاد بکار رفته است. اطلاعات بدست آمده از بررسی ها بر حسب پارامتر جدید رسم می شوند که توسط Maciejewski و Moffat در شکل 90-2 معرفی گردید.
پارامتر جدید بصورت تعریف می شود در جایی که حداکثر انحراف معیار در مولفه در جهت جریان سرعت در ناحیه تحت تاثیر دیوار می باشد، که ناحیه نزدیک به سطح است که رفتار "قانون دیوار" را در پروفیل سرعت میانگین نشان می دهد. اطلاعات از Maciejewski و Moffat (1992)و MacMulin (1989).Ames و Moffat(1992)،Thole و Bogard (1995)و Sahm و Moffat (1992)برای مقاصد مقایسه ارائه می شوند. اکثر اطلاعات افزایش 64% را در اطراف نشان نمی دهند که توسط Maciejewski و Moffat پیش بینی گردید. روابط آشفتگی پذیرفته شده موجود در پیش بینی افزایش های انتقال حرارت برای مقادیر آشفتگی جریان آزاد قرار می گیرد. همچنین فیزیک افزایش انتقال حرارت برای مقادیر آشفتگی جریان آزاد بالاتر توسط بررسی های فوق نشان داده می شود که متفاوت با موارد آشفتگی جریان آزاد کم است. اگر چه، این بررسی مقادیر آشفتگی جریان آزاد از برای موقعیت های توربین گاز مهم نمی باشد. بالاترین مقادیر آشفتگی برای موقعیت های توربین گاز در حددود 15 تا 20% در مدخل پره راهنمای نازل می باشد.
2.8.3 – تاثیر گرادیان فشار:
برای مدل سازی یک وضعیت توربین تاثیر شیب فشار امری ضروری است چون هر دوی این آثار در استیج های توربین وجود دارند، لازم است که تاثیرات شیب فشار بر روی سرعت های انتقال حرارت درک شود.
شیب فشار می تواند گذر لایه مرزی را در محیط موتور واقعی تحت تاثیر قرار دهد. Blair آزمایشات را بر روی یک دیوار تخت با یک شیب غیر صفر و برای دو مقدار شتاب در جهت جریان پوست Skin)) را انجام داد. او همچنین مقادیر آشفتگی جریان آزاد از 0.7تا 5.0% را تغییر داد. تاثیرات شیب فشار بر اساس پارامتر شتاب تعریف می شوند. Blair دو سطح جریان شتاب را با پارامتر شتاب دادن 0.2=K و 6-10*0.75 آزمایش کرد. نتایج برای جریان شیب غیر صفر در شکل 87-2 دیده می شوند. نتایج برای جریان های شتاب در شکل 91-2 نشان داده می شوند.
توزیع های انتقال حرارت نقش تاثیرات شتاب و آشفتگی بر روی فرایند گذر را نشان می دهند. موارد در شکل 91-2 را با موارد در شکل 87-2 مقایسه کنید ،آشکار می شود که شتاب از پدیده گذر لایه مرزی طبیعی جلوگیری می کند. برای موارد با آشفتگی کمتر لایه مرزی بر روی کل طول سطح آزمایش باقی می ماند (برخلاف حالت شیب با فشار صفر)- دونکته قابل ذکر هستند (1) شتاب افزایش یافته محل گذار لایه مرزی را در جهت موافق پیش می راند و اینکه (2) اگر گذار شروع به رخ دادن کند فاصله گذار به لایه مرزی آشفته کامل طولانی تر می شود. پارامتر شتاب دادن منحنی یا میدان جریان کاهش سرعت ممکن است تاثیر مخالف را موجب گردد. با این حال ،جداسازی جریان یک مشکل بزرگ است وقتی که میدان جریان در معرفی شیب های فشار معکوس قوی باشد. این امر بر روی سطوح مکش تیغه کاملاً آشکار است. طراحان باید درباره سطح مکش نزدیک به لبه دنباله (Trailing) دقیق باشند، در جایی که جریان ناشی از شیب فشار معکوس کم می شود.
Rued و Wittig (1986)اطلاعاتی را ارائه کردند که با رابطه ارائه شده توسط Kays و Crowford (1980)برای جریان های با تاثیرات شیب فشار انطباق یافت:
(13-2)
در جایی که K پارامتر شتاب می باشد. F(Tu) یک تابع مقیاس طول آشفتگی و شدت می باشد. Fk تاثیرات شیب فشار را در نظر می گیرد (مقدار از 90 تا 165 تغییر می کند).
2.8.4 – تاثیر انحنای جهت جریان:
Mayle (1979)اندازه گیری های انتقال حرارت را بر روی سطوح محدب و مقعر با یک لایه مرزی ،آشفته را نشان داد. شکل 92-2 توزیع های انتقال بر روی سطوح منحنی را در مقایسه با رابطه سطح تخت نشان می دهند. با افزایش انحنا سطح محدب مقادیر انتقال حرارت به کمتر از رابطه سطح تخت افت می کند و انتقال حرارت سطح مقعر بالاتر است. همانطور که توسط Mayle ذکر شده است ،انحراف برای سطوح محدب ممکن است توسط طبیعت دو بعدی جریان ایجاد شود که تنش برش آشفته را کاهش می دهد و انتقال حرارت را کم می کند.
با این حال برای سطوح مقعر، انحراف توسط مارپیچ های Gortler Taylor یکنواخت در داخل لایه مرزی ایجاد می شود. رابطه برای انتقال حرارت در لایه مرزی آشفته توسط رینولدز نیز برای مقایسه رسم می باشد.
(14-2)
simon و Moffat (1982) اطلاعات انتقال حرارت را برای سطوح منحنی محدب ذکر کردند. سایر بررسی ها بر روی یک سطح منحنی محدب توسط Gillis و johnston (1983)ذکر شدند و You(1986) و همکارانش تاثیرات شدت آشفتگی جریان آزاد را بر روی جریان های منحنی محدب ارائه نمودند. آنها ذکر کردند که (a) تاثیر انحنای کمتر بر روی تاثیر شدت آشفتگی حکمفرما است. (b) تاثیر انحنا بر روی ضریب اصطکاک پوست بیش تر از عدد استانتون است و (C) شدت آشفتگی در جهت جریان مشابه و پروفیل های تنش برش در پایان منحنی بر خلاف پروفیل های متفاوت در جهت مخالف جریان منحنی ها اندازه گیری شدند. Kim و Simon (1987)تاثیرات انحنای محدب در جهت جریان،بازیافت ،و شدت آشفتگی جریان آزاد (تا 2%) برروی انتقال آشفتگی حرارت و اندازه حرکت در یک لایه مرزی آشفته را بررسی کرد.اطلاعات درباره تاثیرات آشفتگی جریان آزاد بالا برروی لایه های مرزی آشفته با انحنای مقعر خیلی محدود هستند. Kime لایه های مرزی با انحنای مقعر را برای شدت های آشفته تا 8.6% را بررسی کرد. آنها انتقال عرضی اندازه حرکت را توسط بررسی مرزی در هسته جریان بر روی یک دیوار مقعر گزارش کردند هنگامی که شدت آشفتگی تا %8.6 بالا رفت. Kestoras و Simon (1995-1997)تاثیرات شدت آشفتگی بر روی لایه مرزی دیوار و انتقال حرارت را بررسی کردند. شکل 93-2 تغییرات در ساختار آشفتگی تحت تاثیر ورود منحنی مقعر با شرایط آشفتگی جریان آزاد بالا را نشان می دهد آشفتگی جریان آزاد زیاد جریان های سرگردان با اندازه حرکت زیاد و در مقیاس وسیع را در جهت جریان از جریان هسته تا لایه مرزی ایجاد می کند.در ناحیه داخلی ،تاثیرات انحناء بر تاثیر آشفتگی جریان آزاد حکمفرما است. آگاهی های بیشتر درباره لایه مرزی دیوار منحنی مقعر می تواند از مقاله Kim و Kestoras و Simon بدست آید.
2.8.5- تاثیرات زبری سطح:
زبری توسط عدد رینولدز زبری مشخص می شود که UJ سرعت اصطکاک و K ارتفاع جزء در المان زبری است.
Blair (1994)روابط مختلف را برای پیش بینی های انتقال حرارت بر روی دیوارهای زبر نمایش داد. Kadar و Yaglom (1972)اطلاعات خودشان را بر اساس آزمایشات صفحه تخت به صورت زیر نشان دادند. (15-2)
Bogard (1996)یک بررسی بر روی شبیه سازی آزمایشگاهی زبری سطح ایرفویل توربین ارائه کرد. آنها خصوصیات فیزیکی زبری سطح مشاهده شده بر روی اولین استیج را شبیه سازی کردند (پره های فشار بالا بر روی یک سطح تخت).
شکل 94-2 یک مقایسه از پره نمونه و مسیرهای پروفیلومتر سطح- زبر را نشان می دهد.

شکل 95-2 نتایج انتقال حرارت را برای سطوح نرم و زبر نشان می دهد. اطلاعات سطح زبر با رابطه Kays و Crawford (1980)برای جریان های کامل زبر خشن مقایسه گردیدند (جریانهای کاملاً زبر برای).
(16-2)
در جایی که عدد استانتون زبری (stks) چنین است.
(17-2)
نتایج یک افزایش بیش از 50% را برای سطوح زبر و خشن نشان می دهد. رابطه یک افزایش از سطح زبر 1 به سطح زبر 2 را نشان دادند. در حالیکه سنجش ها هیچ تاثیر بعدی در مقادیر زبری را نشان ندادند. نتایج برای تاثیرات زبری سطح بر روی سطوح تخت اهمیت در نظر گرفتن زبری سطح را برای طراحان بصورت یک ضریب افزایش انتقال حرارت نشان می دهند که ممکن است مستقیماً بر روی عمر عملیاتی مولفه موثر تاثیر بگذارد.
2-9 – خاتمه:
طراحان ایرفویل توربین لازم است هر کدام از تاثیرات فوق را در طراحی خودشان در نظر بگیرند. بستگی به نیازهای عملیاتی ایرفویل ها در شرایط متغیر عمل می کنند که ممکن است باعث یک ترکیب آمیخته از هر کدام از تاثیرات شود.شبیه سازی یک ترکیب از تمام پارامترها و آزمایشات تحت شرایط واقعی امری دشوار است. نیاز به در نظر گرفتن روابط CFD برای کاهش زحمت بر روی روابط بدست آمده تجربی وجود دارد. با این حال محاسبات CFD لازم است تا با بعضی نتایج آزمایشی موجود سازگار باشد. پیش بینی های دقیق توسط کدهای CFD هنوز با انطباق نیازهای طراحان ایرفویل فاصله دارد.

1.cascades
1.hub
1.throat
1.transonic

1.ANNULAR 2.Martines-botas

1.Zhang 2.Han

1.strohal
—————

————————————————————

—————

————————————————————

1

137