ترجمه یک فصل از کتاب معروف توربین گاز نویسنده کوهن

فرمت: ورد و قابل ویرایش همچنین پی دی اف قابل کپی و پیست

تعداد صفحه: 66 صفحه ورد و 63 صفحه پی دی اف

رسته: مهندسی شیمی، مهندسی مکانیک، مکانیک درس توربوماشین و دانشجویان هوافضا درس پیشرانش و سایر رشته های مرتبط و و همچنین شاعلین فعال در این حوزه ها

دارای جداول، نمودارها، تصاویر و فرمول ها و محاسبات و کلیه مطالب موجود در کتاب البته به فرمت ورد و قابل ویرایش

توضیحاتی راجع به پروژه

کتاب توربین گاز کوهن یکی از مراجع معروف در حوزه طراحی اجزا اصلی توربین گاز از جمله کمپرسور می باشد در این فایل که در اختیار شما قرار گرفته است فصل پنجم این کتاب به نام طراحی کمپرسور محوری (از منظر آیرودینامیکی) ترجمه و بصورت تایپ شده در word می باشد که می تواند برای شروع کار طراحی یک کمپرسور محوری بسیار مفید باشد. همچنین برای دانشجویان درس توربوماشین و پیشرانش نیز آموزنده می باشد.

فهرست مطالب

عنوان                                                                                                                                                       شماره صفحه

بخش اول : مقدمه ای بر تئوری و عملکرد کمپرسور جریان محوری…………………………………………..4

1-1-تئوری حاکم بر کمپرسور…………………………………………………………………………………………………………………………..5

1-1-1-عوامل موثر بر نسبت فشار طبقه…………………………………………………………………………………………………………..8

1-1-2-بلاکیج (انسداد جریان ) در مقطع کمپرسور ……………………………………………………………………………………..11

1-1-3-نسبت واکنش………………………………………………………………………………………………………………………………………12

1-1-4-جریان سه بعدی………………………………………………………………………………………………………………………………….13

بخش دوم : فرآیند طراحی آیرودینامیکی کمپرسور محوری…………………………………………………..17

2-1-تعیین سرعت دورانی  و ابعاد مقطع حلقوی…………………………………………………………………………………………..18

2-2-تعیین تعداد طبقات………………………………………………………………………………………………………………………………..21

2-3-طراحی طبقه به طبقه…………………………………………………………………………………………………………………………….22

2-3-1-طبقه اول و دوم………………………………………………………………………………………………………………………………….23

2-3-2-طبقه سوم…………………………………………………………………………………………………………………………………………..26

2-3-3-طبقات 4، 5 و 6………………………………………………………………………………………………………………………………..27

2-3-4-طبقه هفتم………………………………………………………………………………………………………………………………………..27

2-4-تغیر زوایای جریان هوا از ریشه تا نوک………………………………………………………………………………………………..29

2-5-طراحی پره……………………………………………………………………………………………………………………………………………38

2-5-1-تونل ردیف پره کمپرسور و نتایج تست…………………………………………………………………………………………….38

2-5-2-ساخت شکل پره……………………………………………………………………………………………………………………………….44

2-6-محاسبه عملکرد طبقه…………………………………………………………………………………………………………………………..47

2-7-اثرات تراکم پذیری ……………………………………………………………………………………………………………………………..55

2-8-عملکرد خارج طرح کمپرسور ……………………………………………………………………………………………………………..58

2-9-منحنی مشخصه کمپرسور …………………………………………………………………………………………………………………..60

این گزارش از دو بخش تشکیل شده است بخش اول به مقدمه‌ای در مورد تئوری عملکرد کمپرسور می‌پردازد و در بخش دوم طراحی اولیه آیرودینامیکی کمپرسور شرح می‌گردد.

بخش اول : مقدمه ای بر تئوری و عملکرد کمپرسور جریان محوری

در موتورهای جت برای کاهش مصرف سوخت ویژه نیاز به نسبت فشار بالا به همراه بازده بالا می­باشد. این نیاز باعث گسترش استفاده از کمپرسور جریان محوری در موتور شد زیرا در یک سطح مقطع برابر در ورودی ، کمپرسور جریان محوری دبی بیشتری نسبت به کمپرسور گزیر از مرکز تامین و نسبت فشار را با بازده بالاتری ایجاد می­کند. کمپرسور جریان محوری از یک طبقه یا بیشتر تشکیل شده است که هر طبقه از یک دیسک پره دار متحرک به نام روتور و یک دیسک پره دار ساکن به نام استاتور تشکیل شده است. در واقع به ترتیب یک ردیف پره روتور و یک ردیف پره استاتور در طبقه قرار دارد. روتور به شفت موتور و استاتور به پوسته متصل شده است.

شکل 1-کمپرسور 16 طبقه

جریان ورودی به روتور با دریافت کار مکانیکی (انتقال از شفت دوار به پره و پره به جریان سیال) شتاب می گیرد و انرژی جنبشی  و فشار کل آن افزایش می یابد. سپس به استاتور وارد می شود  که مانند یک کانال واگرا عمل کرده و انرژی جنبشی جریان در آن کاهش یافته و تبدیل به پتانسیل فشاری می شود بنابراین فشار استاتیک افزایش می یابد. و این فرآیند در طبقات بعدی تکرار می شود.

بدلیل وجود گرادیان فشار معکوس (افزایش فشار در راستای طبقات) طراحی کمپرسور پیچیده می باشد. در روتور سرعت مطلق جریان افزایش می یابد در حالیکه سرعت نسبی آن کاهش می یابد. و دیفیوژن رخ می دهد. به ازای  افزایش نسبت فشار هر طبقه بارگذاری روی پره روتور بیشتر می شود. که فرآیند طراحی سخت تر می شود. زیرا پدیده های مهم جدایش و سرج نیز باید در نظر گرفته شوند.

مطلوب است که سرعت محوری در راستای جریان در کل کمپرسور ثابت بماند. برای متراکم کردن جریان و افزایش چگالی، نیاز است که سطح مقطع جریان و در نتیجه ارتفاع پره کاهش یابد. هنگامی که ماشین کمتر از سرعت طراحی کار می کند اختلاف چگالی در طبقات آخری نسبت به مقدار طراحی زیاد می شود.  و احتمال استال و سرج افزایش می یابد. برای رفع این مشکل چندین راه حل وجود دارد به عنوان مثال پرت ویتنی و رولزرویس از چند محور استفاده می کنند یا می توان از شیر تخلیه جریان استفاده کرد.

کمپرسورهای اولیه کاملا مادون صوت بوده اند که برای دستیابی به بازده بالا، مقطع پره بصورت ایفویل طراحی شده است. نیاز به دبی بالا و نسبت فشار بالا منجر به افزایش عدد ماخ  مخصوصا در نوک پره شد. و طراحی کمپرسور ترانسونیک گسترش یافت. که در آنها بخشی از جریان مادون صوت و بخشی مافوق صوت می باشد. با افزایش ماخ، مقاطع پره بر پایه بیضوی کاراتر هستند.

طراحی اولیه کمپرسور بر اساس مباحث آیرودینامیکی انجام می شود. سپس تحلیل سازه می گردد و از نظر تکنولوژی ساخت بررسی می شود. و در یک سیکل تکرار یک طراحی بهینه بدست می آید.

1-1-تئوری حاکم بر کمپرسور:

سیال کاری در کمپرسور معمولا هوا می باشد، اما برای سیکل های بسته توربین گاز از گازهایی مانند هلیم و دی اکسید کربن ممکن است استفاده شود. نمودار دما-آنتروپی یک طبقه کمپرسور در شکل زیر نشان داده شده است.

شکل2-یک طبقه کمپرسور و دیاگرام T-S

با اعمال معادله انرژی جریان پایدار به روتور و با فرض آدیاباتیک بودن فرآیند تراکم، کار ورودی مورد نیاز کمپرسور از رابطه زیر محاسبه می شود:

در استاتور کاری انجام نمی شود و فرآیند آدیاباتیک است بنابراین    همه توان در روتور جذب می شود و استاتور فقط انرژی جنبشی را به پتانسیل فشار استاتیک تبدیل می کند و دمای سکون ثابت می ماند.  فشار سکون کل در روتور افزایش و در استاتور بدلیل افت هایی مانند اصطکاک و پروفیل و ..کاهش می یابد(در روتور هم مقداری تلفات فشار وجود دارد ولی افزایش فشار بسیار بیشتر خواهد بود) بطور کلی فرآیند غیر آیزنتروپیک است. دیاگرام T-S برای یک طبقه تاثیر تلفات را در طی فرآیند نشان می‌دهد.

برای طراحی پره باید از آنالیز مثلث سرعت استفاده گردد. در این تحلیل، جریان یک بعدی در مقطع میانگین پره(شعاع میانگین) مورد بررسی قرار می گیرد و پارامترهای جریان از قبیل سرعت، فشار، دما و زوایای جریان در ورود و خروج روتور و استاتور محاسبه می شود.

بردارهای سرعت و دیاگرام سرعت در شکل زیر نشان داده شده است. هوا با سرعت مطلق  و زاویه    نسبت به جهت محوری وارد روتور می شود.

شکل 3-مثلث سرعت برای یک طبقه

با جمع برداری سرعت  و سرعت دورانی پره  سرعت نسبی  حاصل می شود(جریان با این سرعت وارد کانال پره می شود.) که زاویه آن نیز  می باشد. بعد از عبور از روتور، سرعت مطلق هوا افزایش می یابد و سیال روتور را با سرعت نسبی  و زاویه  ترک می کند . فرض می شود سرعت محوری  ثابت می ماند. با جمع بردار سرعت نسبی  و سرعت دورانی پره ، سرعت مطلق  با زاویه  بوجود می آید و جریان با این سرعت وارد استاتور می شود. و در استاتور با دیفیوژ شدن جریان سرعت  و زاویه  از آن خارج می شود. معمولاً طراحی بگونه ای است که  و

با فرض    دو رابطه زیر از مثلث سرعت بدست می آید:

با توجه به اینکه ممنتوم زاویه ای هوا با عبور از روتور تغیر می کند رابطه زیر برای توان ورودی به طبقه نوشته می شود:

که و  مولفه های مماسی سرعت سیال قبل و بعد از روتور هستند. این رابطه را بصورت زیر نیز می توان نوشت:

تمام انرژی داده داده شده به سیال باعث افزایش دمای سکون کل طبقه می‌شود:

افزایش نسبت فشار بستگی به بازده فرآیند تراکم دارد. بازده آیزنتروپیک برابر است با:

با توجه به بازده، نسبت فشار کمپرسور از رابطه زیر بدست می آید:

برای دستیابی به افزایش دمای بیشتر در طبقه، و در نتیجه کاهش طبقات، طراح باید موارد زیر با هم ادغام کند:

1. سرعت بالای پره
2. سرعت محوری زیاد
3. تغیر جهت زیاد جریان در پره روتور      

تنش های سازه ای بر روی پره، سرعت پره را محدود می کند. و همچنین ملاحظات آیرودینامیک و گرادیان فشار معکوس موارد 2 و 3 را محدود می کند.

1-1-1-عوامل موثر بر نسبت فشار طبقه:

1-سرعت نوک پره

تنش گریز از مرکز در پره های روتور بستگی به سرعت دورانی، جنس پره و طول پره دارد. ماکزیمم تنش کششی ناشی از نیروی گریز از مرکز که در ریشه پره بوجود می آید از رابطه زیر محاسبه می شود:

که چگالی جنس پره،  سرعت زاویه ای،  مساحت مقطع پره در هر شعاعی است . زیرنویس r و t مربوط به ریشه و نوک پره است. برای ساده سازی اگر مقطع پره ثابت در نظر گرفته شود رابطه فوق بصورت زیر می شود:

N سرعت دورانی، A مساحت مقطع حلقوی می باشد. سرعت نوک پره،U برابر است با:

  نسبت قطر ریشه به قطر نوک پره است.

معمولا سرعت نوک پره در حدود 350 متر بر ثانیه در سایزینگ حلقه کمپرسور بحرانی نیست. سرعت 450 متر بر ثانیه اغلب در فن های توربوفن با نسبت کنارگذر بالا می‌باشد.

سرعت محوری:

در موتورهای توربوجت و توربوفن که به دبی جرمی بالایی نیاز است سرعت محوری بایستی زیاد باشد.

سرعت محوری در ورودی کمپرسور بدلایل آیرودینامیکی محدود شده است.طبقه اول یک کمپرسور محوری را در نظر بگیرید که پره راهنما ندارد و جریان کاملا محوری به روتور وارد می شود. مثلث سرعت در ورودی بصورت شکل 4 می باشد.که  برقرار است. فرض می شود که سرعت محوری در ورودی در ارتفاع پره ثابت است بنابراین ماکزیمم سرعت نسبی در نوک پره روی می دهد. دمای استاتیک در ورودی پره برابر است با:

و سرعت صوت محلی برابر است با:

عدد ماخ در نوک پره :

معمولا سرعت محوری برای توربین گاز صنعتی 150 متر بر ثانیه می باشد در حالیکه برای موتورهای هوایی پیشرفته تا 200 متر بر ثانیه نیز می رسد.

ماخ در نوک پره به 1.1 یا بیشتر می رسد و کمپرسور ترانسونیک می شود.

شکل 4-ماخ نسبی در ورودی موتور

برای یک قطر پیشانی یکسان، مساحت جریان را می توان با کاهش نسبت قطر هاب به تیپ افزایش داد ولی اگر این نسبت بسیار کوچک شود از نظر طراحی مکانیکی بحرانی می شود بنابراین در موتورهای هوای نسبت قطر ریشه به نوک پره نباید کمتر از 0.4 باشد.

انحنای زیاد جریان در پره های روتور:

در بخش قبل رابطه زیر برای افزایش دمای طبقه بیان شد که با تغیر زاویه جریان (که مرتبط با انحنای پره است) در ارتباط است.

برای اکثر کمپرسورها فرض می شود که تغیرات کوچکی در شعاع میانگین روی می دهد بنابراین سرعت دورانی پره نیز تغیر ناچیزی میکند و می توان آن را در ورود و خروج پره ثابت در نظر گرفت. یک مثلث سرعت در شکل 5 نشان داده شده است. مقدار انحنا یا خمیدگی مورد نیاز در روتور توسط جهت بردار سرعت نسبی و و تغیر در سرعت مماسی  نشان داده شده است. با کاهش زاویه جریان در خروجی  خمیدگی افزایش می یابد و سرعت نسبی    کاهش می یابد. بنابراین با افزایش انحنای جریان نرخ دیفیوژن نیز بالا می رود. از طرفی اگر دیفیوژن از حدی بیشتر شود باعث جدایش جریان می شود. یک معیار در طراحی اولیه ، برای بررسی جدایش جریان روی پره نسبت دی هالر است:

معیار برای طراحی نهایی ضریب دیفیوژن می باشد که از رابطه ی ساده شده  زیر محاسبه می شود:

تغیرات تلفات اصطکاکی با ضریب دیفیوژن توسط آزمایشات ناسا ]1[ در شکل زیر نشان داده شده است:

شکل5: تغیرات تلفات اصطکاکی با ضریب دیفیوژن

این تست ها برای یک ایرفویل خاص انجام شده است. مشاهده می شود که برای ناحیه هاب روتور  و استاتور تلفات تا ضریب دیفیوژن برابر با 0.6 تحت تاثیر این ضریب نیستند. در ناحیه نوک پره، تلفات به سرعت با افزایش ضریب بیشتر از 0.4 افزایش می یابند.

1-1-2-بلاکیج (انسداد جریان ) در مقطع کمپرسور : بدلیل گرادیان فشار معکوس در کمپرسورها، لایه مرزی در امتداد پوسته حلقوی کمپرسور رشد می کند و ضخامتش افزایش می یابد. که باعث کاهش سطح مقطع مفید جریان می شود. که بر روی سرعت …………………

ریال ۱,۵۰۰,۰۰۰ – خرید نهایی کردن خرید مورد به سبد خرید اضافه شد