چکیده

طراحی کمپرسور محوری پروسه ای پر هزینه و زمان بر می باشد. لذا شرکت های سازنده برای کاهش هزینه های طراحی و توسعه از یک نمونه اولیه استفاده کرده و آن را ارتقا می دهند. کمپرسور نمونه می بایست عملکرد قابل قبولی داشته باشدتا بتوان برای طراحی کلاس های دیگر از آن استفاده کرده و هزینه و زمان طراحی به حداقل رساند . در این پایان نامه ارتقا و تغییر ظرفیت آیرودینامیکی یک کمپرسور محوری نمونه به روش اسکیلینگ مورد بررسی قرار می گیرد . دراین روش بزرگ نمایی و یا کوچک نمایی خطی هندسه کمپرسور محوری ، سبب افزایش و یا کاهش دبی عبوری می شود. برای تحلیل شرایط کاری  کمپرسور اسکیل شده و کمپرسور نمونه از روش یک بعدی استفاده شده است و بخشی از این تحقیق به توسعه ابزار اسکیلینگ می پردازد. در ادامه کمپرسور 8 طبقه ناسا به عنوان نمونه مورد بررسی انتخاب شده است. ضریب اسکیلینگ ، میزان تغییرات انواع افت در کمپرسور و اثرات هندسی آن بر روی لقی نوک پره از جمله مواردی بوده که حایز اهمیت است و در این پژوهش مورد ارزیابی قرار می گیرد.

فهرست

فصل اول:مقدمه   

طراحی هسته توربین گاز که بر گرفته از یک کمپرسور، محفظه احتراق و توربین است، کاری پر هزینه و زمان بر است. از زمان شروع به طراحی تا تبدیل شدن به محصولی قابل ارایه در این بازار، حداقل ۱۰ سال زمان مورد نیاز است. هسته توربین گاز قابل استفاده در انواع موتورهای هوایی و زمینی می باشد. در موتورهای هوایی با اضافه کردن یک شفت نیروی محرک دورانی برای ملخ و یا با اضافه کردن نازل به واسطه گازهای داغ خروجی تولید تراست صورت میگیرد. در موتورهای زمینی نیز به واسطه نیروی محرک دورانی به چرخش ژنراتور و یا انواع پمپها می پردازند. لذا شرکت سازنده با طراحی یک هسته مرکزی مطمئن که با صرف هزینه و زمان زیاد حاصل می شود، سایر محصولات خود را پشتیبانی می کند و در طی زمان به ارتقا آن میپردازد. در پروسه طراحی بسیاری از پارامترها به صورت بی بعد انتخاب می شوند. این پارامترها با بزرگ نمایی و یا کوچک نمایی هندسه موتور (اسکیلینگ) تغییر نمی کنند و با همان حاشیه امنیت توان بالاتر و یا پایین تری تولید می کنند. اسکیلینگ به معنای آن است که با بزرگ نمایی و یا کوچک نمایی مساحت مقاطع توربین گاز دبی عبوری را افزایش و یا کاهش داده میشود و در نتیجه توان بالاتر و یا پایین تری حاصل می شود. با اسکیلینگ موتور تمام شرایط کاری موتور با یک ضریب خطی تغییر نمی کنند و نیاز به اصلاحاتی بر هندسه طراحی شده و باز طراحی بعضی قسمتهای موتور است. لذا معمولا برای اسکیلینگ موتورهای توربینی ابتدا کمپرسور اسکیل می شود و سپس سایر اجزای موتور در صورت نیاز برای سازگاری با تغییرات کمپرسور اصلاح می شوند. این ایده توسط شرکتهای سازنده مانند جنرال الکتریک برای موتورهای صنعتی خود (۱) و یا آلستوم برای موتور GT24/26  و یا شرکت سولار برای موتور 65 TaTuaS بکار رفته است. در این پایانامه در ابتدا به بررسی الزامات اسکیلینگ و پروسه های درگیر در آن پرداخته میشود، محدودیتها و فرصتهای ممکن آن شرح داده می شود. پس از آنکه منطق اسکیلینگ شناسایی شد به توسعه ابزاری نمونه انتخابی مورد تحلیل قرار میگیرد. علت انتخاب این کمپرسور آن است که هندسه آن موجود می باشد و شرکت کاترپیلار این کمپرسور را با ضریب ۰/۳۰۴ اسکیل کرده است و نتایج تست آن موجود می باشد. هندسه کمپرسور ناسا با این ضریب در کد توسعه داده شده اسکیل می شود و نتایج آن با نتایج تست مورد درستی سنجی قرار میگیرد و سایر پارامترهای طراحی آن مورد تحلیل قرار می گیرد. سناریوهای ارتقایی که روی این کمپرسور انجام شده است، شناسایی و در مدل اعمال می شود و نتایج آن مورد بررسی قرار می گیرد.

اسکیلینگ شعاع خارجی وطولی

اسکیلینگ شعاع خارجی وطولی

فصل دوم:مروری بر مفاهیم اسکیلینگ و پارامترهای ابعادی  

برای بررسی اثرات اسکیلینگ در توربین گاز ابتدا پارامترهای بی بعد مورد مطالعه قرار میگیرد. این پارامترها کمک می کنند تا به صورت ایدهآل اثرات اسکیلینگ بر پارامترهای عملکردی ماشین مانند توان، میزان مصرف سوخت، دبی جرمی عبوری، سرعت کارکردی، نرخ شتاب گیری ماشین، گشتاور تولیدی و… بررسی شوند. پس از انتخاب ضریب اسکیلینگ (که نحوه انتخاب آن به صورت مفصلی در فصل ۳ توضیح داده می شود) تمامی پارامترهای عملکردی با استفاده از موتور پایه مورد محاسبه قرار می گیرد. این بررسی به متغیرهای زیادی برای بیان عملکرد توربین گاز در طول عمر عملیاتی آن، قابلیت طرح دارند. این مسئله با در نظر گرفتن تناسب خطی توربین گاز و یا نوع سیالی غیر از هوای خشک تشدید می شود. برای مثال دبی جرمی یک موتور توربوجت در حالت پایدار برای یک طراحی مشخصی تابعی از هشت پارامتر است که در جدول ۲-۱ نشان داده شده است.تئوری پی باکینگهام تعداد زیاد این پارامترها را به گروههای پارامتری بی بعد با تعداد کم کاهش میدهد. در این گروه ها، پارامترها در هم ضرب می شوند و یا به توان میرسند که ممکن است این توان منفی و یا غیر صحیح باشد. در نتیجه استفاده از این گروههای پارامتری، مدلسازی کارکرد موتور بسیار آسان می شود. برای مثال تئوری پی باکینگهام ممکن است برای دبی جریان یک توربوجت به کار رود. گروه پارامتری برای دبی جرمی تابعی از تنها سه گروه پارامتری به جای هشت پارامتر خواهد بود.

2-1 جدول گروه های پارامتری و توضیح آنها   16

2-1-1 گروه های بی بعد   19

2-1-2 گروه های شبه بی بعد   19

2-1-3 گروه های ارجاعی یا تصحیح شده   20

2-1-4 گروه های پارامتری ابعادی   20

2-2 مواردی که با اسکیلینگ به صورت خطی تغییر نمی کنند    22

2-2-1 الزامات مکانیکی در فرایند اسکیلینگ   23

2-2-2 الزامات آیرودینامیکی در روش اسکیلینگ    24

2-3 اثرات گذرا در اسکیلینگ    25

2-3-1 اثرات دینامیکی گاز   25

2-3-2 اثرات انتقال حرارت    25

2-3-3 تغییرات لقی نوک پره   26

2-4 اثرات ناپایداری ها در اسکیلینگ    26

2-5 تاثییرات و محدودیت  های ساخت در روش اسکیلینگ   26

2-6 هزینه   28

توربین MS7001 به عنوان یکی از توربین های پایه شرکت جنرال الکتریک

توربین MS7001 به عنوان یکی از توربین های پایه شرکت جنرال الکتریک

فصل سوم:روش های اسکیلینگ و اثرات آن    

دراین فصل نحوه محاسبه ضریب اسکیلینگ و اثرات آن در زیر مولفه های توربین گاز مورد بررسی قرار خاص به بررسی اسکیلینگ کامل کمپرسور s اثرات آیرودینامیکی s تاثیرات افت انتهای دیواره ژ محدود ۵ سرج مارجین پرداخته می شود، سایر پارامترها به صورت کلی معرفی شده و تاثیرات کلی آنها المورث مطالعه قرار می گیرند.

3-3-اسکیلینگ کمپرسور

برای اسکیلینگ کمپرسور زیرساختارهای بسیاری درگیر می باشند. به علت اینکه عدد رینولدز در ورودی کمپرسور با معکوس ضریب اسکیلینگ تغییر می کند، میزان افتهای ناشی از پروفایل پره و ثانویه (ناشی از گردابه های نوک پره) تغییر می کنند. لذا میزان زاویه انحراف جریان تغییر پیدا می کند. این مساله بر روی سازگاری طبقات با یکدیگر تاثیر می گذارد و طبقات را از حالت ایده الی خارج می کند. لذا می بایست توزیع بارگذاری در طبقات در کمپرسور اسکیل شده و کمپرسور اولیه مطابقت داشته باشند و مثلثهای سرعت تغییرات زیادی نکرده باشند، هر چند این تغییرات باعث می شود تا محدوده دبی کارکردی و نسبت فشار، کاهش یا افزایش پیدا کنند. به علاوه با اسکیلینگ کمپرسور شرایط استارت آن تغییر کرده که در این پروژه بات بررسی این موضوع پرداخته ثمی شود. كثير شکل این ارتباطات نشان داده شده است.

3-1 اثرات سیکلیک و نحو محاسبه ضریب اسکیلینگ    30

3-2 ویژگی های توربین گاز پایه    34

3-3 اسکیلینگ کمپرسور    37

3-3-1 اسکیلینگ قطر خارجی و طولی روتور    38

3-3-2 اسکیلینگ قطر خارجی و داخلی و طولی روتور     40

3-3-3 اسکیلینگ قطر خارجی و ثابت نگاه داشتن طول کمپرسور   42

3-3-4 هزینه طراحی مکانیکی قطعات      44

3-3-5 هزینه طراحی آیرودینامیکی    45

3-4 اثرات اسکیلینگ بر توربین     47

3-4-1 مدل های خنک کاری توربین    48

3-5 اثرات اسکیلینگ بر روی محفظه احتراق    51

3-6 اثرات اسکیلینگ بر سازگاری توربین و کمپرسور   51

3-6-1 خصوصیات شرایط خارج از نقطه طراحی   52

خط کارکردی ماشین در شرایط خارج از طراحی منحنی فشار برحسب دبی در دور های مختلف

خط کارکردی ماشین در شرایط خارج از طراحی منحنی فشار برحسب دبی در دور های مختلف

فصل چهارم:توسعه ابزاراسکیلینگ برای تحلیل محدودیت ها و عملکرد کمپرسور   

۴. ۲.۳ قرضیات

  • جریان یک بعدی است و از تغییر پارامترهای مختلف جریان در جهات شعاعی و زاویه ای صرف نظر می شود.
  • مقادیر در شعاع متوسط به عنوان مقدار متوسط در کلی گذرگاه پره در نظر گرفته می شود
  • فرض می شود جریان در ورودی هر ردیف یکنواخت است. یعنی جریان فرصت کافی دارد تا اثر اغتشاشات و حضور پرههای ردیف قبلی را برطرف کند.
  • با فرضی عدم تداخل خطوط جریان در جهت شعاعی می توان فرض کرد جریان موازی است و بنابراین می توان فشار و دمای استاتیک را در راستای شعاعی با وجود تغییر شعاع ثابت دانست.
  • با اینکه تغییرات دما در یک طبقه از کمپرسور کم است، ولی از تغییرات Co صرف نظر نشده
  • همچنین تغییرات لزجت هوا و ثابت گاز با دما در نظر گرفته شده است.
  • سرعت محوری در طول کمپرسور ثابت نیست
  • جریان پس از گذر از پره های راهنما وارد طبقه اول کمپرسور می شود. این جریان یکنواختاست و از ریشه تا نوک پره با یک زاویه وارد می شود.
  • تمام داده هایی که در خروجی هر ردیف پره محاسبه می شوند به عنوان ورودی برای ردیف بعددر نظر گرفته می شوند. این مطلب برای ریشه و نوک پره هم فرضی می شود.

4-1 مدل سازی یک بعدی کمپرسور   57

4-2 نحوه مدل سازی یک بعدی کمپرسور (نئوری حاکم)   58

4-2-1 تعاریف ابتدایی   58

4-2-2 فرضیات   60

4-2-3 روند حل    60

4-2-4 بحث روی شعاع میانگین     73

4-3 محاسبه دمای استاتیک از روی دمای کل و زاویه و مقدار بردار سرعت    74

شکل شماتیک مقاطع مختلف کمپرسور جریان محوری

شکل شماتیک مقاطع مختلف کمپرسور جریان محوری

فصل پنجم:محاسبه زوایای بر خورد و انحراف و شرایط استال و سرج  

در این بخش، محاسبه زوایای اصلی کمپرسور (غیر از هندسه پره ها) از جمله زوایای برخورد، زاویه انحراف جریان ، زاویه چوک و زاویه استال پره از طریق بررسی نظرات رایت و میلر و آنگیر تشریح شده است. این بررسیها در دو حالت طراحی و خارج از طراحی می باشند. محاسبه افتها و پیچش سیال در زاویه برخورد خارج طراحی بسیار پیچیدهتر از حالت زاویه برخورد طراحی است. اگرچه در این شرایط نیز میتوان از نتایج تست دوبعدی طبقه کمک گرفت، اما دقت پیش بینی عملکرد خارج از طراحی یک طبقه کمپرسور محوری کمتر از شرایط نقطه طراحی است. در یک کمپرسور محوری، ردیفهای پره خیلی به هم نزدیک هستند که این نکته باعت برهم کنش شدیدی بین آنها می شود. اما نتایج تست دوبعدی طبقه، بر مبنای اندازه گیری در نقاط دوردست طبقه که در آنجا دنباله ها و اعوجاج جریان مینیمم است، به دست آمدهاند، شرایطی که از عملکرد واقعی کمپرسور بسیار دور است. استال چرخشی میتواند تاثیر مهمی در جریان در یک طبقه کمپرسور داشته باشد، به ویژه در شرایطی که کمپرسور در سرعت دورانی خیلی پایین تر از نقطه طراحی کار کند، اما تست های دوبعدی این پدیده را نشان نمی دهند. یک تفاوت عمده بین تست طبقه کمپرسور و ردیف پره دوبعدی این است که در کمپرسور جریان از حالت دوبعدی بسیار دور است و تغییرات بزرگی در شعاع و سرعت محوری دیده می شود و لایه مرزی دیواره، بر روی بخش بزرگی از میدان جریان تاثیر می گذارد. بر خلاف آن در تستهای ردیف پره روشهای مختلفی از جمله مکشی لایه مرزی برای کاهش این اثرات استفاده می شود.

بنابراین در تهیه مدل تجربی برای پیشبینی عملکرد در شرایط خارج طراحی، باید نتایج ردیف پره با نتایج عملکرد کمپرسور محوری کالیبره شود، نتایجی که محدوده گستردهای از انواع کمپرسور و شرایط عملکرد را در بر گیرد. این مسئله باعث میشود که مدل های تجربی بسیار متاثر از استراتژی کلی که برای تحلیل عملکرد کمپرسور به کار میرود باشند و در نتیجه نمی توان اجزای مختلف مدل را از هم جدا کرد و برای مدل کردن جریان های داخلی، لایه مرزی دیواره، نشتی نوک پره و نشتی پوسته به صورت انفرادی، باید تقریب های زیادی به کار برد.

5-1 زوایه برخورد افت کمینه و زاویه برخورد بهینه   76

5-1-1 محاسبه سطح گلوگاهبرای پره های سری NACA 65 (برگرفته از آنگیر )   80

5-1-2 زاویه برخورد بهینه     81

5-2 زاویه حمله و زاویه برخورد به روش آنگیر    82

5-3 زاویه انحراف (در خروجی)     86

5-3-1 محاسبه افت پروفیل از روش Wright & Millerا       87

5-4 محاسبه زاویه انحراف از روش آنگیر    91

5-4-1 در خارج از نقطه طراحی     93

5-5 زاویه چوک و استال       95

5-5-1 محاسبه چوک و استال از روش آنگیر     97

5-6 شرایط استال و سرج در کمپرسور    100

مثلث سرعت در ورود به روتور

مثلث سرعت در ورود به روتور

فصل ششم:مدل های افت   

افت فشار کلی که در کمپرسورهای چند طبقه رخ میدهد به چند پارامتر وابسته است. این پارامترها عبارتند از آیرودینامیک هر پره، لقی نوک پره، نسبت منظری ، فشردگی ، نسبت بیشینه ضخامت پره به وتر ، عدد ماخ و عدد رینولدز. برای داشتن یک مدل جامع از افت پره، بایستی اثرات این پارامترها مد نظر قرار گیرد. از آنجایی که مدل های افتی که در روش حل طبقه به طبقه روی خط میانه جریان مورد استفاده قرار می گیرند بایستی بر اساس آیرودینامیک ردیف پره روی خط میانه به دست آمده باشند و همچنین در ناحیه خارج از نقطه طراحی” نیز جواب های مناسبی ارایه دهند، ضروری است که روتور و استاتور به صورت مجزا مدل شوند تا عدم تطابق محوری روتور-استاتور قابل شناسایی باشد.در اینجا شیوهای عمدتاً تجربی جهت تعیین افتهای پره به کارگرفته شده که قادر است به طور دقیق عملکرد کلی“ گستره متنوعی از کمپرسورهای جریان محوری را تعیین نماید.

6-1 افت پروفیل   106

6-1-1 محاسبه افت پروفیل از روش Wright & Miller  107

6-1-2 محاسبه افت پروفیل از روش آنگیر     111

6-2 افت انتهای دیواره     114

6-3 افت حاصل از شوک    118

6-3-1 نحوه محاسبه افت شاک      121

6-4 پیش بینی انسداد دیواره حلقوی     126

6-4-1 استراتژی  حل   130

نحوه انتخاب ضریب اسکیلینگ

نحوه انتخاب ضریب اسکیلینگ

فصل هفتم:درستی سنجی ابزار مدل سازی و نتایج اسکیلینگ کمپرسور   

در این قصل برای درستی سنجی مدل سازی کمپرسور و درستی مدلهای اقتی به کار رقته در ان از نتایج تست ناسا بر روی کمپرسور ۸ طبقه گذر صوتی استفاده شده است. هندسه این کمپرسور از کمپرسور ۱۰ طبقه مادون صوت ناسا مشتق گرفته شده است و تغییراتی در فشردگی مابین پره های آن به دلیل مافوق صوت شدن، اعمال شده است. منحنی های عملکردی نسبت فشار سکون بر حسب دبی عبوری و بازده آیزنتروپیک بر حسب نسبت فشارهای مختلف نتایج حاصل از تست ناسا می باشند. ایر فویل های این کمپرسور از نوع 65 NACA بوده و مدل افتی مناسب با این پره ها در کد به کار رفته است. نتایج حاصل از مدل یک بعدی و نتایج تست تطابق قابل قبولی را دارا می باشند. پس از درستی سنجی نتایج کد در این کمپرسور با نتایج تست ناسا، این پروسه برای کمپرسور اسکیل شده نیز تکرار می شود. سپس میزان اقت های پروفایل، ضخامت انتهای پره، انتهای دیواره (اقت های ثانویه)، میزان انسداد مسیر جریان در دو کمپرسور مقایسه می شوند

7-1 کمپرسور هشت طبقه ناسا    134

7-1-1 درستی سنجی نتایج کد یک  بعدی    139

7-1-2 درستی سنجی ابزار اسکیلینگ    144

7-2 مقایسه کمپرسور نمونه و اسکیل شده     147

7-2-1 مقایسه افتها     149

7-2-2 مقایسه زوایا و ویژگی های جریان    154

7-2-3 پارامترهای طراحی  طبقه و استال    158

7-3 سناریو های ارتقای کمپرسور اسکیل شده   160

7-4 ویژگی های شعاعی جریان   164

7-5 بهبود لقی نوکه پره در پروسه اسکیلینگ   167

7-5-1 محاسبه لقی بواسطه نیروی مرکز گرا    169

7-5-2 نحوه محاسبه لقی بواسطه انسباط حرارتی    171

7-6 تاثیرات پارامتر اسکیل ماشین    179

7-7 اثرات سیکلیک بر اثر اسکیلینگ هندسی کمپرسور   181

7-7-1 استفاده از شیر کنترل هوا در کمپرسور اسکیل شده    184

فصل هشتم:نتیجه گیری و کارهای آتی   

در این پایانامه منطق اسکیلینگ مورد ارزیایی قرار گرفته است و اثرات آیرودینامیکی به عنوان یکی از الزامات اساسی اسکیلینگ با استفاده از یک کد یک بعدی مورد بررسی قرار گرفته است. در این روش با استفاده از منحنی های افت تجربی برای منابع افت در پره کمپرسور، افت و زاویه انحراف جریان محاسبه می شود. به واسطه این روشی، سازگاری بین طبقات، پارامترهای طراحی و پارامترهای عملکردی کمپرسور

  • شناسایی منطق اسکیلینگ وانواع روش های اسکیلینگ
  • بررسی پارامترهای طراحی در پروسه اسکیلینگ برای نمونه مورد بررسی
  • شناسایی ظرفیتهای ارتقای کمپرسور اسکیل شده برای نمونه مورد بررسی • طراحی لقی نوک پره به واسطه اثرات انیساط و تنش های مرکزگرا
  • بررسی اثرات سیکلیک و سازگاری توربین با کمپرسور اسکیل شد

دراین پروسه، کمپرسور ۸ طبقه ناسا به عنوان نمونه مورد بررسی، مدل سازی شده است. نتایج کد توسعه داده شده با منحنی های تست ناسا درستی سنجی شده است. سپس با پیاده کردن منطق اسکیلینگ و محاسبه لقی نوک پره مورد نیاز برای این کمپرسور، در حالت اسکیل شده، نتایج عددی با نتایج تست شرکت کاترپیلار مورد مقایسه قرار گرفته است. در نهایت با وارد کردن منحنی عملکردی به یک کد سیکلیک سازگاری توربین و کمپرسور اسکیل شده بررسی شد و پیشنهادات لازم جهت سازگاری ارایه شده است. کارهای آتی که در این مساله مکمل این گزارش میباشند و به علت حجم بالای آنها و زمان کم فرصت بررسی آنها فراهم نشده است عبارتست از : ه اثرات آیرومکانیکال مانند فلاتر و یا نیروی پاسخ سطح جریان

  • اثرات انتقال حرارت در کمپرسور در شرایط گذرا
  • اثرات خنک کاری در پروسه اسکیلینگ

فصل نهم:منابع   

فهرست اشکال

شکل 2-1 مقایسه توربین گاز با حالت پایه با ضریب اسکیل 1.5     21

شکل 2-2 فرایند تاثیرات غیر خطی اسکیلینگ بر بخش های مختلف طراحی    23

شکل 2-3 روش تولرانس گذاری (5)    27

شکل 2-4افزایش هزینه واحد ها بر حسب افزایش توان (3)   28

شکل 2-5 هزینه دیسک بر اساس افزایش قطر    29

شکل 3-1 پروسه اعمال اسکیلینگ و انتخاب ضریب اسکیلینگ ونقطه اسکیلینگ برای کمپرسور    32

شکل 3-2 نحوه انتخاب ضریب اسکیلینگ    34

شکل 3-3 فاصله کارکردی مناسب از ناحیه ارتعاشات بحرانی (استاندارد API616)   36

شکل 3-4 توربین MS7001  به عنوان یکی از توربین های پایه شرکت جنرال الکتریک (1)   37

شکل 3-5 فرایند های مرتبط با اسکیلینگ کمپرسور    38

شکل 3-6 اسکیلینگ شعاع خارجی و طولی     39

شکل 3-7 اسکیلینگ کامل مسیر عبوری جریان    41

شکل 3-8 اسکیلینگ قطر خارجی   43

شکل 3-9 پارامتر های هندسی دیسک و پره    47

شکل 3-10 نمودار ترکیبی کارائی مبدل در برابر B ، نمودار های نقطه ای از هاسل باچر    50

شکل 3-11 فرایند محاسباتی عملکرد خارج از طراحی توربین گاز    53

شکل 3-12 خط کارکردی ماشین در شرایط خارج از طراحی منحنی فشار بر حسب دبی در دورهای مختلف (4)   54

شکل 3-13 خط کارکردی در کمپرسور برای توربین های دوشیفته(4)   55

شکل 1-1 تعریف زوایای دریف پره   58

شکل 1-2 شکل شماتیک مقاطع مختلف کمپرسور جریان محوری    65

شکل 1-3 دیاگرام T-S طبقه    66

شکل 1-4 مثلث سرعت در ورود به روتور    67

شکل 1-5 مثلث سرعت در خروج از روتور   69

شکل 5-1 ضرایب بیان سطح گلوگاه در پره های DCA    77

شکل 5-2 رابطه برای زاویه ورودی گاز در حالت افت کمینه در مقابل عدد ماخ ورودی و نسبت عرض گلوگاه به فضای ورودی برای آزمایشات کمپرسورهای یک طبقه NASA     79

شکل 5-3 هندسه گلوگاه    81

شکل 5-4 روابط زوایای برخورد بهینه و واماندگی     82

شکل 5-5 زاویه حمله طراحی (9)    83

شکل 5-6 ضریب تصحیح ضخامت برای (a*9)     84

شکل 5-7 زاویه برخورد طراحی برای زاویه انحنای پره صفر (9)     85

شکل 5-8 ضریب شیب m برای زاویه برخورد طراحی (9)     86

شکل 5-9 ضرایب رابطه انحراف در زاویه برخورد بهینه(11)     88

شکل 5-10 منحنی عمومی شده تابع انحراف در مقابل تابع زاویه برخورد(10)     90

شکل 5-11 تغییرات تابع انحراف بین زوایای برخورد چوک و واماندگی(10)        90

شکل 5-12 زاویه انحراف طراحی در حالت زاویه انحنای پره صفر (9)        92

شکل 5-13 شیب زاویه انحراف در شرایط خارج طراحی (9)      93

شکل 5-14 نمودار شماتیک بر حسب در ردیف های پره    94

شکل 5-15 روابط زوایای برخورد بهینه و واماندگی     95

شکل 5-16 گلوگاه بین دو پره     96

شکل 5-17 ناحیه چوک     97

شکل 5-18 ضریب افت خارج طراحی    98

شکل 5-19 تاثیر عدد ماخ روی زاویه استال     99

شکل 5-20 نسبت مساحت ورود به خروجی و نسبت سرعت ها در حداکثر نسبت فشار استاتیکی در یک دیفیوزر دو بعدی (9)     102

شکل 5-21 حداکثر نسبت سرعت معادل مجاز در ورود و خروج پره (9)    105

شکل 6-1 منحنی ضریب افت پروفیل    108

شکل 6-2 تغییرات افت پره بین زاویه چوک و زاویه واماندگی    111

شکل 6-3 ضریب افت در شرایط خارج طراحی (9)    114

شکل 6-4 تاثیرات لقی نوک پره و نسبت منظر روی افت پره    115

شکل 6-5 رابطه ضریب افت انتهای دیواره    117

شکل 6-6 مدل شاک برای ورودی مافوق صوت     119

شکل 6-7 شکل شماتیک از شاک جدا شده    120

شکل 6-8 شکل شماتیک موجهای فشاری ایجاد شده روی پره     120

شکل 6-9 شکل شماتیک شاک مایل تشکیل شده    121

شکل 6-10 نمودار تجربی تغییرات استاتیکی شاک مایل    122

شکل 6-11 مدل نازل همگرا – اگرا و نازل واگرا    123

شکل 6-12 افت بر حسب عدد ماخ ورودی    125

شکل 6-13 نتایج افت شاک بر حسب عدد ماخ ورودی   126

شکل 6-14 تصویر شماتیک انسداد دیواره (12)    127

شکل 7-1 نمایی از کمپرسور 8 طبقه ناسا    135

شکل 7-2 اعتبار سنجی نتایج کد یک بعدی با منحنی عملکرد نسبت فشار و دبی عبوری (کیلوگرم بر ثانیه)      140

شکل 7-3 درستی سنجی منحنی عملکرد بازده کمپرسور 8 طبقه ناسا     141

شکل 7-4 منحنی  نسبت فشار و دبی عبوری (کیلوگرم بر ثانیه) برای کمپرسور اسکیل شده    146

شکل 7-5 منحنی بازده آیرونتروپیک و نسبت فشار برای کمپرسور اسکیل شده     147

شکل 7-6 مقایسه محدوده نسبت فشار دو کمپرسور    148

شکل 7-7 مجموع افت پره های استاتور و روتور در کمپرسور نمونه و اسکیل شده    150

شکل 7-8 تاثیرات عدد رینولدز بر روی فشار استاتیکی در حالت استال    151

شکل 7-9 افت ناشی از پروفایل   152

شکل 7-10 افت انتهای دیواره برای پره های روتور   153

شکل 7-11 افت ضخامت لبه فرار پره های روتور در حالت اسکیل شده و موتور پایه    154

شکل 7-12 زوایای مطلق جریان در ورودی طبقه (1) و مابین طبقه (2) و خروجی از طبقه (3)   155

شکل 7-13 زاویه انحراف جریان برای خروجی استاتور وروتور    157

شکل 7-14 ماخ نسبی ورودی به طبقه (1)ماخ مطلق مابین طبقه (2) و ماخ مطلق در خروجی طبقه (3)     157

شکل 7-15 پارامتر های طراحی طبقه     159

شکل 7-16 نسبت سرعت در حالت استال و بازده بهینه     160

شکل 7-17 منحنی بازده آیزنتروپیک برای کمپرسور اسکیل شده و ارتقا یافته     161

شکل 7-18 نسبت فشار و دبی عبوری در کمپرسور اسکیل شده با اضافه کردن IGV     162

شکل 7-19 بازده آیزنتروپیک در کمپرسور با IGV و بدون آن     163

شکل 7-20 منحنی طبقه به طبقه کمپرسور اسکیل شده      163

شکل 7-21 انتخاب توزیع سرعت زاویه ای در راستای شعاع بر هندسه     165

شکل 7-22 توزیع فشار استاتیکی در طول و ارتفاع کمپرسور پایه    166

شکل 7-23  توزیع فشار استاتیکی در طول وشعاع کمپرسور اسکیل شده    167

شکل 7-24 پروسه انتخاب لقی نوکه پره    169

شکل 7-25     170

شکل 7-26 تغییرات گپ نوک در نواحی کارکردی متفاوت ماشین     172

شکل 7-27 میزان لقی به ازای انبساط حرارتی     173

شکل 7-28 تزیع دمای طبقات در حالت اول و نهایی (لقی حدس زده شده و لقی نهایی)    174

شکل 7-29 افت پره ها با لقی اولیه و نهایی    174

شکل 7-30 بازده بهینه با ضرایب اسکیلینگ متغیر   180

شکل 7-31 نسبت فشار در نقطه بهینه بازده   180

شکل 7-32 نقاط کاری توربین گاز در منحنی عملکردی کمپرسور پایه استانداردشده   182

شکل 7-33 نقاط عملکردی بر روی کمپرسور اسکیل شده     183

شکل 7-34 نقاط کاری در کمپرسور اسکیل شده با استفاده از شیر کنترلی   184

فهرست جداول

جدول 2-1 متغیرها و گروه های پارامتری بی بعد تابع برای دبی جرمی یک موتور توربوجت    15

جدول 2-2 گروه های پارامتری عملکرد کلی موتور (4)     16

جدول 3-1 مقایسه روش های اسکیلینگ     44

جدول 3-2 نحوه برخورد با متغیر های هندسی طراحی در روش های مختلف اسکیلینگ    46

جدول 4-1 اطلاعات مورد نیاز از شرایط جریان برای مدل سازی یک بعدی    60

جدول 4-2 مشخصات هندسی مورد نیاز برای مدل سازی یک بعدی    61

جدول 6-1 مقادیر k1وk2 در رابطه ضریب افت    113

جدول 7-1 اطلاعات نقطه طراحی کمپرسور 8 طبقه ناسا    134

جدول 7-2 اطلاعات مقاطع روتور    137

جدول 7-3 اطلاعات مقاطع هندسی استاتور    138

جدول 7-4 نقطه طراحی کمپرسور مورد نیاز کاترپیلار(13)     145

جدول 7-5 درصد افت ها بر حسب مجموع افت ها در هر پره های روتور از طبقه 1 تا 8      149

جدول 7-6 لقی مورد نیاز در پره های کمپرسور 8 طبقه ناسا    176


Abstract

Axial compressor design is a very complex and expensive process. In general, for design and development of a new axial compressor, manufacturing companies usually intend to employ an existing and successful axial compressor as an starting point and modify and upgrade it. In this regard, dimensional scaling is a common method for derivative axial compressors. The goal of dimensional scaling is to get a different capacity while minimizing the development time and cost. In this thesis, theNASA eight stage transonic axial flow compressor is chosen as the base model for dimensional scaling to lower and upper size of its original dimension. The scaled compressor is analyzed with a quasi 2-D code. Further, the tip clearance, the boundary layer growth, and the maintenance of the leading and trailing edge thickness are of prime aerodynamic concern. Furthermore, the changes in the Reynolds number, that could be detrimental to aerodynamic performance, are investigated.


تعداد صفحات فایل : 190

مقطع : کارشناسی ارشد

بلافاصله بعد از پرداخت به ایمیلی که در مرحله بعد وارد میکنید ارسال میشود.


فایل pdf غیر قابل ویرایش

خرید فایل pdf و word

قبل از خرید فایل می توانید با پشتبانی سایت مشورت کنید