مقاله بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده ردیفی و استوانه ای نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق (2014 الزویر)

1-مقدمه

2- مواد و روش ها

3-یافته ها و بحث

4-نتیجه گیری و پیشنهادات

This study was performed to investigate the effects of cylindrical and row trenched cooling holes with alignment angles of 0° and 90° at blowing ratio of 3.18 on the film cooling performance adjacent to the endwall surface of a combustor simulator. In this research a three-dimensional representation of Pratt and Whitney gas turbine engine was simulated and analyzed with a commercial finite volume package FLUENT 6.2. The analysis has been carried out with Reynolds-Averaged Navier–Stokes turbulence model (RANS) on internal cooling passages. This combustor simulator was combined with the interaction of two rows of dilution jets, which were staggered in the streamwise direction and aligned in the spanwise direction. Film cooling was placed along the combustor liner walls. In comparison with the baseline case of cooling holes, the application of a row trenched hole near the endwall surface doubled the performance of film cooling effectiveness.

این مطالعه به منظور بررسی اثرات با زوایای همسوی 0 و 90 درجه در نسبت دمیدگی 3.18 بر روی عملکرد لایه خنک کننده نزدیک به سطح دیواره انتهایی شبیه ساز محفظه احتراق انجام شد. در این تحقیق، مدل سه بعدی موتور توربین گازی پرات و ویتنی شبیه سازی شده و با بسته حجم محدود اجاری FLUENT 6.2 شبیه سازی شد. این تجزیه تحلیل با مدل توربولانس رینولد، ناویر استاک بر روی محفظه های خنک کنندگی درونی انجام شد. این شبیه ساز محفظه احتراق با اثرات متقابل دو ردیف از جت رقیق سازی ترکیب شد که در جهت بخار بخود ترکیب شد. لایه خنک کننده در امتداد دیواره های محفظه احتراق قرار داشت. در مقایسه با مورد معیار سوراخ های خنک کننده، کاربرد حفره ترنچ شده ردیفی نزدیک به سطح دیواره نهایی موجب دو برابر شدن کارایی لایه خنک کننده شد.