دانلود ترجمه مقاله بررسی محاسبات خنک سازی فیلم از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده استوانه ای و ردیفی – الزویر ۲۰۱۴

elsevier

 

دانلود رایگان مقاله انگلیسی + خرید ترجمه فارسی
عنوان فارسی مقاله:

بررسی محاسبات خنک سازی فیلم از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده استوانه ای و ردیفی نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق

عنوان انگلیسی مقاله:

Computational investigation of film cooling from cylindrical and row trenched cooling holes near the combustor endwall

 

 

مشخصات مقاله انگلیسی (PDF)
سال انتشار ۲۰۱۴
تعداد صفحات مقاله انگلیسی ۹ صفحه با فرمت pdf
رشته های مرتبط با این مقاله مهندسی مکانیک
گرایش های مرتبط با این مقاله مکانیک سیالات
چاپ شده در مجله (ژورنال) مطالعات موردی در مهندسی حرارتی – Case Studies in Thermal Engineering
کلمات کلیدی توربین گازی، لایه خنک گننده، سوراخ استوانه ای، سوراح ترنچ شده، سوراخ رقیق سازی
ارائه شده از دانشگاه  گروه ترمودینامیک سیالات، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالزی
نویسندگان Ehsan Kianpour, Nor Azwadi Che Sidik
شناسه شاپا یا ISSN ISSN ۲۲۱۴-۱۵۷X
شناسه دیجیتال – doi http://dx.doi.org/10.1016/j.csite.2014.07.004
رفرنس دارد  
کد محصول ۹۴۰۱
لینک مقاله در سایت مرجع لینک این مقاله در نشریه Elsevier
نشریه الزویر

 

مشخصات و وضعیت ترجمه فارسی این مقاله (Word)
وضعیت ترجمه انجام شده و آماده دانلود
کیفیت ترجمه طلایی⭐️
تعداد صفحات ترجمه تایپ شده با فرمت ورد با قابلیت ویرایش  ۱۴ صفحه با فونت ۱۴ B Nazanin
ترجمه عناوین تصاویر  ترجمه شده است  
ترجمه متون داخل تصاویر ترجمه نشده است 
درج تصاویر در فایل ترجمه درج شده است  
درج جداول در فایل ترجمه درج شده است  
درج فرمولها و محاسبات در فایل ترجمه  به صورت عکس درج شده است  
منابع داخل متن به صورت عدد درج شده است  

 

فهرست مطالب

چکیده

۱-مقدمه

۲- مواد و روش ها

۳-یافته ها و بحث

۴-نتیجه گیری و پیشنهادات

 

بخشی از ترجمه

چکیده

این مطالعه به منظور بررسی اثرات با زوایای همسوی ۰ و ۹۰ درجه در نسبت دمیدگی ۳٫۱۸ 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.

 

۴-نتیجه گیری و پیشنهادات

هدف این مطالعه تجزیه تحلیل اثرات پیکر بندی های مختلف سوراخ های خنک کننده سوراخ های استوانه ای و ردیفی با زوایای ۰ و ۹ درجه با نسبت دمش ۳٫۱۸ بر روی اثر بخشی سوراخ های خنک کننده در انتهای شبیه ساز محفظه احتراق بود. در این مطالعه یک مدل سه بعدی از موتور پرات و ویتنی شبیه سازی شد. استفاده از حفره های سوراخ های خنک کننده ترنچ شده برای توسعه لایه خنک کننده در نظر گرفته شد.هم چنین، بخش مرکزی صفحه ۲P نفوذ شدید فیلم ضخیم خنک کننده را در موارد ترنج شده به خصوص با زاویه ۰ نشان داد. با این حال، دمای مجاور دیواره و بین جت ها با ترنچ سوارخ های خنک کننده خنک تر بود زیرا با ترنچ سازی حفره های خنک کننده، توزیع خنک کننده بهتر بود. یافته های میدان حرارتی، منطقه سیر کولاسیون را در پایین دست جت نشان داد که در این قسمت استفاده از لایه خنگ کننده با جت رقیق سازی تقویت شد. تراز میدان حرارتی نشان دهنده اثر شدید سوراخ های خنک کننده نرمچ شده و تزریق بخار در پایین دست است. در ابتدا نتایج برای صفحه اندازه گیری ۰-۱-۲ P اثر شدیدی بر روی اثر بخشی خنک کننده به خصوص برای ۱-۲P بر خلاف ۳P نشان داد. مقایسه بین نتایج ازمایشی و رایانشی نشان می دهد که پیش بینی سوراخ های خنک کننده برای صفحات اندازه گیری مختلف لایه سوراخ های خنک کننده نازک تری را برای این مطالعه نشان داد.

 

بخشی از مقاله انگلیسی

Abstract

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.

 

۴٫ Conclusion and recommendations

The objective of this study was to analyze the effects of different cooling hole configurations of cylindrical, row trenched holes with alignment angles of 01 and 901 at blowing ratio of 3.18 on the film cooling effectiveness at the end of the combustor simulator. In this study a three-dimensional representation of a Pratt and Whitney engine was simulated and analyzed. To sum up, the usage of trenched cooling holes significantly to development of the film cooling layer. Also, the central part of plane 2p showed intense penetration of the coolant and a thick film cooling layer creation in the trenched cases, especially for the trenched hole with alignment angle of 01. However, the temperature adjacent to the wall and between the jets was cooler with trenching the cooling holes because by trenching the cooling holes, the coolant spread better in this area. The thermal field findings demonstrated a recirculation area developed exactly downstream of the jet where the entrainment of film cooling was caused by the dilution jet. The contours of the streamwise thermal field indicate the intense effect of trenched cooling holes and dilution injection downstream the dilution jet. Initially, the results declared that for the measurement plane of 0p, 1p and 2p trenching cooling holes have an intense effect on film cooling effectiveness especially for planes 1p and 2p as opposed to plane 3p. A comparison between experimental and computational results shows that the prediction of the film cooling for the different measurement planes exhibited a thinner film cooling layer for the current study

 

 

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

 

 

دانلود رایگان مقاله انگلیسی + خرید ترجمه فارسی
عنوان فارسی مقاله:

بررسی محاسبات خنک سازی فیلم از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده استوانه ای و ردیفی نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق

عنوان انگلیسی مقاله:

Computational investigation of film cooling from cylindrical and row trenched cooling holes near the combustor endwall

 

 

ارسال دیدگاه

نشانی ایمیل شما منتشر نخواهد شد.