طراحی و مدل سازي خنک کاري پره ثابت توربین با استفاده از جریان جت برخوردي و خنک کاري لایه اي

Transcript

1 و 1 چهاردهمین کنفرانس بین المللی انجمن هوافضاي ایران Aero2015P521 تهران سازمان پژوهش هاي علمی و صنعتی ایران پژوهشکده مخابرات و فن آوري ماهواره 12 تا 14 اسفند 1393 طراحی و مدل سازي خنک کاري پره ثابت توربین با استفاده از جریان جت برخوردي و خنک کاري لایه اي هادي احمدي سید محمد واعظی مهران رجبی زرگرآبادي 3- دانشکده مهندسی مکانیک دانشگاه سمنان سمنان 2- شرکت صنایع هواپیمایی ایران چکیده در مقاله حاضر خنک کاري حاصل از دو تکنیک جت بر خوردي و خنک کاري لایه بر روي پره ثابت موتور توربوجت به صورت عددي شبیه سازي شده است. پس از بررسی مدل هاي مختلف آشفتگی مدل توربولانسی k-ε RNG به عنوان مدل مناسب براي انجام این شبیه سازي عددي در نظر گرفته شده است. در این مطالعه تغییرات میدان دما سرعت فشار وانرژي جنبشی آشفتگی بر روي سطح داخلی و خارجی پره و همچنین سیال حول پره به طور کامل محاسبه و اراي ه شده است. با توجه به اهمیت بسیار زیاد لبه جلویی پره در مطالعات توربین گاز به دلیل دریافت بیشترین شار حرارتی اثر استفاده از تکنیک خنک کاري لایه اي بر انتقال حرارت از این سطح در مقاطع مختلف بررسی شده است. نتایج بدست آمده نشان می دهند با استفاده از دوتکنیک فوق دماي سطوح فشار و مکش پره در حدود 400 تا 500 درجه و دماي لبه جلویی پره در حدود 200 تا 400 درجه کاهش می یابد. همچنین می توان مشاهده کرد که انتقال حرارت از سطح مکش پره به مراتب بیش از سطح فوقانی می باشد. لازم به ذکر است که کمترین میزان انتقال حرارت در لبه جلویی در فاصله بین دو ردیف سوراخ زیرین که در نزدیکی سطح مکش قرار دارند رخ می دهد. واژه هاي کلیدي: انتقال حررات-جت برخوردي-پره توربین گاز-خنک کاري لایه اي مقدمه با انتقال حرارت برخوردي و خنک کاري لایه اي همان طور که ملاحظه میشود و بسیار محتمل است علوم در حال پیشرفت هستند و در مقایسه روشهاي دیگر انتقال حرارت موجب ایجاد ضرایب انتقال حرارت بزرگتري میشوند. در سطوحی که در آنها میزان شار حرارتی بسیار زیاد است میتوان از طرح بسیار سادهاي که شامل محفظه پر شده از مایع خنک شده و روزنههایی میباشد استفاده کرد. تعدادي از کاربردهاي این روش ها در صنایع عبارتند از: خنک کاري محفظه احتراق صنعت برش و شکل دهی فلزات خشک کردن کاغذ پوشش و لایه برداري از سطوح خنک کاري تجهیزات الکترونیکی [1, 2]. همانطور که در شکل 1 مشاهده می شود یکی از اصلیترین کاربردهاي جت برخوردي مربوط به خنک کاري سطح داخلی و لبه جلویی پره توربین گاز است. این بخش هاي پره توربین به دلیل دریافت شار حرارتی بسیار زیاد بشدت نیازمند خنک کاري می باشند. 1- کارشناس ارشد 2- طراح ارشد شکل 1- شکل شماتیک از خنک کاري سطح داخلی لبه جلویی پره با استفاده از جت برخوردي شروع تحقیقات در زمینه جت برخوردي به سطوح مقعر از سال 1966 بوده و این موضوع تا به امروز همچنان مورد بحث و بررسی بوده است. تا به امروز هر دو جنبه مطالعات تجربی و آزمایشگاهی در این زمینه مورد بررسی قرار گرفته است. چوي و همکاران [3] یک بررسی تجربی بر روي یک جت شیاري برخوردي به سطح نیم دایره اي مقعر در فواصل مختلف و با اعداد رینولدز متفاوت انجام دادند و تاثیر حاصل از این برخورد را بر تغییرات عدد ناسلت دیواره و مشخصات هیدرودینامیکی گزارش کردند. لیو و فنگ [4] یک شبیه سازي عددي را به منظور بررسی میزان خنک کاري حاصل از برخورد جت به لبه جلویی پره تورین گاز انجام دادند. نتایج اراي ه شده نشان دادند که میزان عدد ناسلت متوسط در لبه پره با افزایش عدد ماخ جت و همچنین کاهش فاصله خروجی نازل تا دیواره افزایش می یابد. همچنین یک رابطه براي محاسبه عدد ناسلت متوسط به شکل تابعی از پارامترهاي در نظر گرفته شده اراي ه گردید. همچنین با بررسی عدد ناسلت در راستاي دیواره و راستاي طولی مشاهده گرددي که عدد ناسلت متوسط با افزایش عدد ماخ و کاهش فاصله جت تا دیواره افزایش می یابد. بازدیدي تهرانی و محمودي [5] تا ثیر زاویه تزریق و شدت آشفتگی در میدان جریان و دما در روش سرمایش لایه هاي تک سوراخه را به صورت سه بعدي با استفاده از روش اجزاء محدود با المان هاي مکعبی مورد بررسی قرار دادند. در این تحلیل بهترین زاویه تزریق برابر با 35 o و بهترین نسبت دمش برابر با 0/5 منطبق با نتایج تجربی گزارش شد. یک مدل سازي عددي با استفاده از ترکیبی از تکنیک خنک کاري برخوردي و خنک کاري لایه لبه جلویی پره توربین گاز توسط لیو و همکاران [6] انجام شد. در این تحقیق نشان داده شد که مدل k-ω SST دقیق ترین مدل براي پیش بینی میدان جریان و انتقال حرات در مقایسه با نتایج تجربی موجود می باشد. ضمنا در این مطالعه یک ردیف جت به همراه سه ردیف مجرا براي خنک کاري لایه اي در نظر گرفته شده و افزایش ضریب انتقال حرارت روي لبه پره با افزایش نرخ سرعت جریان و تغییرات زاویه مجاري عبوري سیال خنک کننده گزارش شد. در مقاله حاضر میدان جریان و انتقال حرارت در پره ثابت توربین با -3 استادیار raabi@semnan.ac.ir

2 ( ) t x ( U ) x * ( C1Pk C 2) k و β ثوابت تجربی معادلات k-ε می t ( ) x مقادیر η 0 σ ε σ k C μ C ε2 C ε1 باشند. با استفاده از مقادیر فوق امکان استفاده از این مدل ها در نواحی (5) استفاده از دو تکنیک خنک کاري جت برخوردي و خنک کاري لایه اي به صورت سه بعدي مورد بررسی قرار گرفته و اثرات این دو روش بر میدان دما و فشار انرژي جنبشی آشفتگی و عدد ماخ در بخش هاي داخلی و خارجی سطوح مکش و فشار و همچنین لبه جلویی و انتهایی پره اراي ه خواهد گردید. معادلات ریاضی در شکل 2 ساختار خارجی و داخلی پره به کار گرفته شده در مطالعه حاضر به همراه ابعاد کلی پره و اجزاي داخلی آن به جهت بررسی میدان جریان و انتقال حرارت از پره بر اثر جریان جت برخوردي و خنک کاري لایه اي نشان داده است. به دلیل هر چه دقیق تر بودن مسي له ابعاد انتخاب شده براي مدل عددي کاملا منطبق با ابعاد واقعی می باشند. در این مسي له یک جریان سه بعدي آشفته و پایا در نظر گرفته میشود. همچنین فرض میشود که سیال عامل(هوا) نیوتنی بوده و به دلیل سرعت جریان هوا در مطالعه حاضر است( M < 0/3) سیال تراکم پذیر فرض شده است. که در محدوده عدد ماخ بزرگتر از 0/3 نزدیک دیواره فراهم می شود. با توجه به استفاده از مدل k-ε RNG در این مقاله ثابت هاي مدل مذکور در جدول 1 قابل مشاهده می باشند. C 0/0845 C 1 1/42 جدول 1- ثابتهاي مدل RNG k-ε C 2 1/68 k 0/7194 0/ /38 0/012 حل عددي و شبکه بندي معادلات بقاي جرم مومنتوم و انرژي به وسیله روش حجم کنترل و با تخمین مرتبه دوم گسسته سازي شدهاند. با توجه به استفاده از نرم افزار CFX در این حلگر معادلات فشار و سرعت در حالت پیش فرض به صورت همزمان ( Coupled )حل می شوند. همچنین براي میانیابی ترم فشار از نود ها به مرکز سلول ها از الگوریتم ریو-چاو (Rhie-Chow) استفاده می شود. محدوده جریان همانطور که در شکل 3 نشان داده شده است به شکل یک سیستم شبکه غیر یکنواخت بی ساختار در نظر گرفته شده است. نکتهاي که در شبکه بندي باید به آن دقت کرد آن است که تعداد المانها باید بهینه باشد. تعداد المان هاي مورد استفاده در این هندسه عدد است. به منظور بررسی همگرایی مسي له نقطهاي در حوزهي حل مشخص شده است که در طی فرآیند حل تکراري -3 تاریخچهي تغییرات دما در آن رسم شده است. همچنین معیار 10 براي مانده در تمامی معادلات در نظر گرفته شده است. شکل 2- نمایی کلی از سطح پره و بافل داخلی مربوط به خنک کاري برخوردي با توجه به فرضیات فوق معادلات حاکم بر مسي له در غالب معادلات بقاي جرم مومنتوم و انرژي به شکل زیر اراي ه شده اند: U i 0 (1) x i U P U U i U i ui u x i x x i x x i (2) T T c (3) pu i k u i T x i x i x i مدل آشفتگی مورد استفاده در تحلیل مطالعه حاضر مدل RNG k-ε می باشد. بنابراین مقدار لزجت آشفتگی با حل معادله k براي کمیت هاي انرژي جنبشی آشفتگی ومعادله ε براي نرخ استهلاك به دست می آید که به ترتیب در ادامه نشان داده شده اند: شکل 3- نماي کلی از شبکه اعمال شده بر روي هندسه شکل 4- بررسی کیفیت شبکه مورد استفاده در مسي له ( k) t x ( U k) x t k (4) ( ) Pk k x

3 در شکل 4 پارامتر کشیدگی المانه يا شده است. همانطوریکه مشاهده مورد استفاده براي شبکهبندي اراي ه میشود محدودهي عالی و خوب توزیع شده است. کیفیت المانها بیشتر در همچنین شرایط ترموفیزیکی هوا که به عنوان سیال عامل در این مسي له در نظر گرفته شده به همراه مشخصات فیزیکی آلیاژ پره در 0 جدول 3 اراي ه شده است. معرفی مسي له و شرایط مرزي گام اول براي تنظیم مسي له در محیط CFX-Pre ایجاد یک حوزهي حل (Domain) جدید است. سپس شرایط مرزي باید تنظیم شوند. وروديها و خروجیهاي حوزه حل با فلش مشخص شده است. همانطوریکه در شکل 5 زیر ملاحظه می کنید وروديهاي هواي خنک نیز با فلش مشخص شدهاند. هواي داغ با درجه حرارت 1238/7 کلوین و فشار psi185/5 (معادل 1/28 مگاپاسکال ( وارد میشود و فشار در خروجی مگاپاسکال psi145/6 1 (معادل ( است. هواي خنک با فشار psi197/62 1/36 (معادل مگاپاسکال) و با دماي 644 کلوین وارد فضاي داخلی پره توربین میشود. لازم به ذکر است تعداد 120 خروجی بر روي بافل (خنک کاري برخوردي) و 81 خروجی در سه ردیف 27 تایی در لبه جلویی (خنک کاري لایه اي) تعبیه شده است. ضمنا تعداد پره بر روي چرخ توربین 58 عدد می باشد. نتایج در این قسمت یک بررسی پارامتریک براي ارزیابی میدان جریان و انتقال حرارت در اثر جریان جت برخوردي و تکنیک خنک کاري لایه اي با هدف شبیه سازي خنک کاري کلیه سطوحی پره ثابت توربین موتور توربوجت انجام می شود. پس از حل مسي له در محیط CFX-Solver به بررسی نتایج حاصله در محیط CFX-Post می پردازیم. موضوعات مختلفی از قبیل خصوط مسیر کانتور فشار دما انرژي جنبشی آشفتگی سرعت و یا بردارهاي سرعت میتواند براي مطالعه نتایج درنظر گرفته شود. در شکل 6 مسیر خطوط جریان عبوري از داخل و روي پره نشان داده شده است. همانطور که مشاهده می شود جریان به صورت عرضی وارد بخش داخلی پره شده و بخشی از آن از سوراخ هاي جلویی که بمنظور خنک کاري لایه اي تعبیه شده است و بخش دیگر از خروجی هاي انتهاي پره به محیط بیرون تخلیه می شود. ضمنا جریان ورودي به بخش میانی با خروج از سوراخ هاي این بخش به صورت جت به جداره داخلی برخورد کرده و عملیات خنک کاري را انجام می دهد. شکل 5- شبکه وارد شده به محیط CFX-Pre به همراه حوزه محاسباتی مطابق با شکل 2 تمامی شرایط مرزي مورد استفاده در مسي له در جدول 2 معرفی شده است. جدول 2- تعیین شرایط مرزي استفاده شده بر روي سطوح مختلف شرایط مرزي Pressure-inlet Pressure-outlet Adiabatic walls Pressure-inlet Symmetry periodic Interior سطوح Surface 1 (Hot gas inlet) Surface 2 (Hot gas outlet) Surface 3 (Tip & Root sections) Surface 4 (Coolant inlet) Surface 5 Surface 6 Surface 7 (Vane outside surface) Surface 8 (Vane outside surface) Surface 9 (Vane Inside surface) Surface 10 (Buffle outside surface) Surface 11 (Buffle inside surface) Surface 12 (Buffle holes (in&out)) جدول 3- مشخصات ترموفیزیکی هوا و بدنه پره سیال عامل (هوا ( بدنه جامد مشخصات / ویسکوزیته دینامیکی ) -1 s (kgm -1 چگالی ) 3- (kgm گاز ایده ال تراکم پذیر 8250 شکل 6- نماهاي مختلف از خطوط مسیر جریان عبوري از داخل و روي پره در شکل 7 کانتور دماي حوزه حل جامد و سیال نمایش داده شده است. همانطوریکه ملاحظه میکنید ورود هواي خنک به کانال داخلی سبب شده است که دماي پره و یک لایه اطراف آن کم شود. همچنین تاثیر قابل ملاحظه خنک کاري لایه اي در لبه جلویی پره در اثر خروج جریان هواي خنک از سوراخ هاي جلویی قابل مشاهده است. 23/1 0/ 0261 ضریب هدایت گرمایی ) -1 k (Wm / 44 گرماي ویژه ) -1 k (N.mkg -1

4 برخوردار است. در پروژه حاضر اثر استفاده از تکنینک خنک کاري لایه اي بر انتقال حرارت از این سطح به طور کامل بررسی شده و نتایج در شکل 9 از زوایاي مختلف اراي ه شده است. شکل 7- کانتور درجه حرارت سیال و پره توربین در شکل 8 نیز کانتور دماي سطوح مکش و فشار پره نمایش داده شده است. تا ثیر تزریق سیال خنک به داخل پره توربین در کاهش دماي پره توربین در این شکل کاملا مشخص است. نکته قابل توجه این است که کاهش دما در سطح مکش به مراتب بیشتر از سطح فشار می باشد. شکل 9- اثر خنک کاري لایه اي سوراخ هاي میانی و زیرین پره بر توزیع دما در لبه جلویی همانطور که مشاهده می شود بیشترین میزان کاهش دما در حوالی سوراخ هایی که در نزدیکی ورودي هواي خنک قرار دارند اتفاق می افتد. این در حالی است که با حرکت به سمت مقطع ریشه در راستاي طولی (محور x) به تدریج با کاهش فشار هواي خروجی از سوراخ انتقال حرارت کاهش یافته و دماي سطح افزایش می یابد. به طور مشخص تغییرات دما در لبه جلویی پره و در مجاورت هر ردیف از سوراخ ها بر روي چهار مقطع مختلف در شکل 10 نشان داده شده است. در این شکل اثرات خنک کاري لایه اي در کاهش دماي سطح لبه در راستاي طولی کاملا قابل مشاهده است. شکل 8- کانتور درجه حرارت پره توربین یکی از بخش هاي بسیار مهم در مطالعات خنک کاري پره هاي توربین گاز بررسی انتقال حرارت از لبه جلویی پره توربین می باشد. خنک کاري این قسمت از پره به دلیل دریافت بیشترین شار حرارتی از اهمیت بسزایی شکل 10- توزیع دما در لبه جلویی پره در راستاي طولی طبق مطالعات قبلی و همچنین نتایج اراي ه شده در شکل هاي فوق مشاهده می شود دماي پره در قسمت قسمت میانی که از طریق جریان جت برخوردي خنک کاري می شود در حدوود درجه کاهش یافته است. تقریبا افت دمایی معادل درجه در بخش جلویی پره که

5 داغ ترین بخش پره می باشد و با تکنینک خنک کاري لایه اي خنک می شود قابل اندازه گیري است. علاوه بر سطوح بیرونی کانتور درجه حرارت بر روي جداره داخلی پره (سطحی که جت به آن برخورد می کند) در شکل 11 اراي ه گردیده است. مشاهده می شود که افت دما در نقاطی که جریان جت مستقیما به دیواره برخورد می کند به مراتب بیشتر از نواحی انتهایی پره که سوراخی در آن نواحی وجود ندارد می باشد. در اثر برخورد جت به دیواره بیشترین کاهش دما در نقطه برخورد یا همان نقطه سکون رخ داده و با حرکت جریان در جهات پیرامونی اطراف نقطه برخورد نیز به شکل قابل ملاحظه اي خنک کاري می شوند. در شکل 12 توزیع فشار بر روي دیواره برخوردي جت نشان داده شده است. مطابق شکل در نقطه برخورد جت به دیواره سرعت به صفر رسیده و در نتیجه فشار به شکل قابل ملاحظه اي افزایش می یابد. با توسعه جریان در جهات پیرامونی و افزایش سرعت فشار تدریجا کم می شود. توزیع انرژي جنبشی آشفتگی (k) بر روي سطح جداره داخلی پره (سطحی که جت به آن برخورد می کند ( در شکل 13 نشان داده شده است. همانطور که در 0 نشان داده شده است در اثر برخورد جت آشفته به جداره داخلی و افزایش آشفتگی جریان در این ناحیه میزان k افزایش یافته و با توجه به رابطه مستقیم این پارامتر با نرخ انتقال حرارت دماي سطح کاهش یافته و انتقال حرارت افزایش می یابد. شکل 13- توزیع انرژي جنبشی آشفتگی بر روي جداره داخلی پره شکل 11- کانتور درجه حرارت بخش بالایی و پایینی جداره داخلی پره توربین (دیواره برخوردي) در شکل 14 کانتور فشار و سرعت در یک برش صفحهاي از پره توربین قابل مشاهده است. همانطوریکه ذکر شد فشار داخل کانال توربین حدود 1/36 مگاپاسکال است. بالا بودن این فشار سبب میشود که امکان خروج سیال خنک از پره بوجود آید. فشار در لبه جلویی پره بالا رفته است چرا که نقطه سکون سیال است. همچنین با توجه به کانتور سرعت میتوان مشاهده کرد که خروج سیال از شیارهاي انتهایی لبه فرار با سرعت بالا از پره پایینی سبب میشود که فشار بر روي سطح فشار پره بالایی کم باشد. شکل 12- توزیع فشار بر روي جداره داخلی بالایی و پایینی پره (دیواره برخوردي)

6 در شکل 14- کانتور فشار و سرعت سیال در داخل و روي سطح پره شکل 15 توزیع عدد ماخ در داخل و سطح بیرون پره اراي ه شده است. مشاهده می شود که بر روي سطح فشار پره عدد ماخ در حدود 0/7 می باشد که این فرض ابتدایی حل در خصوص تراکم پذیر بودن سیال را تایید می کند. ضمنا با توجه به شرایط اولیه مسي له و نسبت پایین فشار به فشار پایین دست جریان در خروجی در حالت مادون صوت می باشد. شکل 17- بردارهاي سرعت سیال در محل خروج سیال از جلوي پره شکل 15- توزیع عدد ماخ در مقطع عرضی پره موضوع بالا بودن سرعت و در نتیجهي آن کم بودن فشار در سطح زیرین پره را میتوان از بردارهاي سرعت صفحهاي که در شکل 16 نمایش داده شده نیز مشاهده نمود. همچنین تغییرات دماي جریان هوا در داخل (هواي خنک) و خارج (گاز داغ) از پره با توجه به بردارهاي دما به وضوح قابل مشاهده می باشد. نتیجهگیري در پروژه حاضر میدان جریان خنک کاري حاصل از جت برخوردي و همچنین خنک کاري لایه اي در پره (استاتور) توربین گازي مورد استفاده در موتور توربوجت به صورت عددي شبیه سازي و مورد تجزیه تحلیل قرار گرفت. فرایند شبیه سازي با استفاده از نرم افزار CFX انجام شده و مدل توربولانسی k-ε RNG در طی مراحل حل در نظر گرفته شد. پس از بررسی نتایج به اختصار به شرح ذیل می باشند: تعیین میدان سرعت فشار و انتقال حرارت در کلیه سطوح دستیابی به الگوي جریان و خنک کاري کاهش کاهش 400 تا 500 درجه اي دما بر روي سطح پره 200 تا 400 درجه دما بر روي لبه جلویی بررسی و محاسبه سرعت خروجی سیال از بافل داخلی و سوراخ هاي لبه جلویی افزایش انتقال حرارت از سطح مکش پره در مقایسه با سطح فشار شکل 16- بردارهاي سرعت سیال و دماي سیال در شکل 17 بردارهاي سرعت در یک برش صفحهاي نمایش داده شده است. چگونگی خروج سیال از سوراخهاي لبهي حمله پره توربین در این شکل ها کاملا مشخص است. مراجع [1] Martin H., Heat and Mass Transfer between Impinging Gas Jets and Solid Surfaces. Advances in Heat Transfer,v. 13, 1977, pp [2] Muumdar A. S., Impingement Drying. Taylor & Francis Group, New York, USA, [3] Choi M., and Yoo H. S., and Yang G., and Lee J. S., and Sohn D. K., Measurements of Impinging Jet Flow and Heat Transfer on a Semi-Circular Concave Surface. International Journal of Heat and Mass Transfer, v. 43, n , pp [4] Liu Z., and Feng Z., Numerical Simulation on the Effect of Jet Nozzle Position on Impingement Cooling of Gas Turbine Blade Leading Edge. International Journal of Heat and Mass Transfer, v. 54, n , (2011), pp [5] Bazdidi-Tehrani F., and Mahmoodi A., Investigation of the Effect of Turbulence Intensity and Inection Angle on the Flow and Temperature Field in the Single Hole Film Cooling Technique, (2002), pp. [6] Liu Z., and Ye L., and Wang C., and Feng Z., Numerical Simulation on Impingement and Film Composite Cooling of Blade Leading Edge Model for Gas Turbine. Applied Thermal Engineering, v. 0, n. 0, 2014, pp. In press