آمار

تعداد نشریات36
تعداد شماره‌ها1,192
تعداد مقالات8,579
تعداد مشاهده مقاله6,989,912
تعداد دریافت فایل اصل مقاله4,033,398
حمه ویسی, فرزاد, آقایی طوق, رضا. (1398). بررسی آثار گاز دینامیکی لبه حمله سه‌بعدی شده در فرآیند ساخت روی الگوی جریان درون روتور توربین پرفشار. پدافند الکترونیکی و سایبری, 8(1), 131-141.
فرزاد حمه ویسی; رضا آقایی طوق. "بررسی آثار گاز دینامیکی لبه حمله سه‌بعدی شده در فرآیند ساخت روی الگوی جریان درون روتور توربین پرفشار". پدافند الکترونیکی و سایبری, 8, 1, 1398, 131-141.
حمه ویسی, فرزاد, آقایی طوق, رضا. (1398). 'بررسی آثار گاز دینامیکی لبه حمله سه‌بعدی شده در فرآیند ساخت روی الگوی جریان درون روتور توربین پرفشار', پدافند الکترونیکی و سایبری, 8(1), pp. 131-141.
حمه ویسی, فرزاد, آقایی طوق, رضا. بررسی آثار گاز دینامیکی لبه حمله سه‌بعدی شده در فرآیند ساخت روی الگوی جریان درون روتور توربین پرفشار. پدافند الکترونیکی و سایبری, 1398; 8(1): 131-141.

بررسی آثار گاز دینامیکی لبه حمله سه‌بعدی شده در فرآیند ساخت روی الگوی جریان درون روتور توربین پرفشار

مکانیک سیالات و آیرودینامیک
مقاله 10، دوره 8، شماره 1 - شماره پیاپی 23، تیر 1398، صفحه 131-141    اصل مقاله (1.25 M)
نوع مقاله: مقاله پژوهشی
نویسندگان
فرزاد حمه ویسی1؛ رضا آقایی طوق* 2
1دانشکده فنی و مهندسی گروه هوافضا دانشگاه آزاد اسالمی واحد علوم و تحقیقات تهران، ایران
2دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات، تهران
تاریخ دریافت: 13 اسفند 1397،  تاریخ بازنگری: 06 اردیبهشت 1398،  تاریخ پذیرش: 05 شهریور 1398 
چکیده
الگوی جریان درون توربین‌های پرفشار به‌شدت تحت تأثیر توزیع جریان بالادست است. به‌دلیل بالا بودن سطح فشار، ناهمواری‌های احتمالی لبه حمله پره‌های روتور می‌تواند گردابه‌هایی را شکل دهد که موجب جدایش جریان و بروز واماندگی در روتور شود. در کار حاضر تغییرات هندسی ناشی از فرآیند ساخت در لبه حمله پره روتور و آثار آن بر الگوی جریان و عملکرد توربین مطالعه شده است. هدف اصلی این کار ارائه معیارهای جدید در پذیرش پره‌های تولیدی است. به این منظور، تحلیل عددی سه­بعدی با هدف مشاهده میدان جریان انجام شده و نتایج حاصل با نتایج تجربی موجود اعتبارسنجی شده است. بر اساس نتایج آماری در تولید پره­ها، سه نوع تغییر هندسی بر لبه حمله پره روتور اعمال و مورد تحلیل واقع شده است. نتایج نشان می‌دهند، تغییرات ایجادشده در هندسه باعث کاهش نسبت نیروهای برآ و پسای پره شده است. این تغییرات زاویه­های حمله و خروجی جریان را تحت تأثیر قرار می­دهد و موجب کاهش بارگذاری پره و تحریک جریان برای جدایش از سطوح آن می­شود. برعکس، در ناحیه­هایی از پره که جدایش روی نمی­دهد، توزیع دما یکنواخت­تر از قبل است.
کلیدواژه‌ها
توربین پرفشار؛ پره توربین؛ لبۀ حمله؛ تغییر هندسی؛ عملکرد توربین
عنوان مقاله [English]
Investigation of Gas Dynamic Effects of 3D Leading Edge on a Rotor Flow Field of a High-Pressure Turbine
نویسندگان [English]
farzad hamehveisi1؛ reza aghai togh2
1Faculty of Engineering Department of Aerospace Engineering, Science and Research Branch, Islamic Azad University,Tehran, Iran
2azad olom tahghighat
چکیده [English]
The flow within a high-pressure turbine is strongly influenced by upstream flow distribution. Due to the high level of pressure, the probable roughnesses of the rotor blade's leading-edge (LE) can form vortices which can cause flow separation and blade stall. In the present work, the geometric changes of the rotor's leading-edge, which have occurred during the manufacturing process, and its influence on the flow field and on the turbine's performance were studied. The main aim of this work is to provide new criteria for acceptance of produced blades. To this end, a three-dimensional numerical analysis with the aim of observation of flow field was conducted and the results were validated with existing experimental results. Based on statistical results of manufactured blades, three types of geometric changes were applied to the blades leading edge and analyzed. The results show that the changes made on geometry, have reduced the ratio of lift over drag. These changes, affect the angle of attack and the out-flow angle, which also reduces the blades loading and lead the flow toward, separation. In contrast, in areas of the blade were separation does not occur, the temperature distribution is more uniform.
کلیدواژه‌ها [English]
High-Pressure Turbine, Turbine Blade, Leading-Edge, Geometric Change, Turbine Performance
مراجع
  1. Hamakhan, A.I. and Korakianitis, T. “Aerodynamic Performance Effect of Leading-Edge Geometry in Gas-Turbine Blades”, Appl. Energy, Vol. 87, No. 5, pp. 1591-1601, 2010.
  2. Aftab, S.M.A., Ahmad, K.A. and Gurka, R. “CFD Study on NACA 4415 Airfoil Implementing Spherical and Sinusiodial Tubercle Leading Edge”, Plos One, Vol. 12, No. 8, 2017.
  3. Chen, J.H., Li, S.S. and Nguyen, V.T. “The Effect of leading Edge Protuberances on the Performance of Small Aspect Ratio Foils”, The 15th Int. Sym. on Flow Vis., Minsk, Belarus, 25-28 June, 2010.
  4.  Carija, Z., Marusic, E., Noval, Z., and Fucak, S. “Numerical­ Analysis of Aerodynamic Characteristics of a Bumped Leading Edge Turbine Bladeˮ, Eng. Review, Vol. 34, No. 2, pp. 93-101, 2014.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

  1. Allan, W.D.E., Asghar, A., Laviolette, M. and Woodason, R. “Influence of a Novel 3D Leading Edge Geometry on the Aerodynamic Performance of a Low Pressure Turbine Blade”, Turbine Tech. Conf. and Exposition, Dusseldorf, Germany, June 2014.
  2. Ibrahim, I.H. and New, T.H.A. “Numerical Study on the Effects of Leading-Edge Modifications Upon Propeller Flow Charateristics”, The 9th Int. symp. on Turblence and Shear Flow Phenomena, Swissotel, Chicago, 2015. 
  3. Sudhakar, S., Karthikeyan, N. and Venkatakrishnan, L. “Influence of Leaging Edge Turbercles on Aerodynamic Characteristics of a High Aspect-Ratio UAV”, Aerospace Science and Technology, Vol. 69, pp. 281-289, 2017.
  4. Griada, A. and Mavris, D. N. “Performance Analysis of Different Positions of Leading Edge Tubercles on a Wind TurbineBlade”, Wind Energy Symposium, Florida, 2018.
  5. Wei, Z., New, T.H. and Cui, Y.D. “Aerodynamic Performance and Surface Flow Structure of Leading-Edge Tubercles Tapered Swept-Back Wings”, AAIA Journal, Vol. 56, No. 1, pp. 423-431, 2018.

10. Aghaei Tog, R., Tousi, A.M.J. and Tourani, A. “Comparison of Turbulence Methods in CFD Analysis of Compressible Flows in Radial Turbomachinesˮ, J. Aircraft Engineering and Aerospace Tech., Vol. 180, No. 6, 2008.

 

آمار
تعداد مشاهده مقاله: 390
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 216