Làm mát lá cánh tuabin động cơ máy bay bằng phương pháp phun trực tiếp

LỜI CAM ĐOAN Tôi Nguyễn Bá Việt Tôi xin cam đoan toàn số liệu, nội dung kết thật Sự nghiên cứu hoàn toàn chưa báo cáo giới thiệu đâu Tơi xin hồn tồn chịu trách nhiệm nội dung luận văn đây, có điều sai trái tơi xin hồn tồn chịu trách nhiệm Hà Nội, ngày 26 tháng 10 năm 2010 Tác giả luận văn: Nguyễn Bá Việt i LỜI CẢM ƠN Tôi xin bày tỏ lòng biết ơn tới Tiến sỹ Nguyễn Phú Hùng Người hướng dẫn, khuyến khích giúp đỡ tơi học tập nghiên cứu Tiến sỹ cho lời khuyên Tiến sỹ chia sẻ thời gian Tiến sỹ để giúp tơi hồn thành luận văn Tôi biết ơn cha mẹ, em gái em trai tôi, người cho lời động viên, tình cảm họ hỗ trợ vật chất tinh thần Những người thân luôn ủng hộ động viên nhiều để hồn thành luận văn Tơi cảm ơn tới người bạn gái tôi, người bên tơi, động viên, cổ vũ tơi suốt q trình học tập nghiên cứu để trở thành thạc sỹ Tôi biết ơn cám ơn họ nhiều Đặc biệt cảm ơn thầy Viện khí động lực, đồng nghiệp bạn bè tư vấn giúp đỡ, tình bạn họ đánh giá biết ơn nhiều Tôi muốn cảm ơn thầy cô môn Máy tự động thủy khí Hàng Khơng Vũ Trụ giúp cung cấp tài liệu nghiên cứu ii MỤC LỤC LỜI CAM ĐOAN i LỜI CẢM ƠN ii MỤC LỤC iii DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT vi DANH MỤC CÁC BẢNG x DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ xi LỜI NÓI ĐẦU xv Chương – TỔNG QUAN 1.1 Giới thiệu tổng quan 1.2 Tại phải làm mát tuabin khí .3 1.3 Lý nghiên cứu đề tài 1.4 Những cơng trình nghiên cứu làm mát cánh tuabin 1.4.1 Những nghiên cứu làm mát đầu mút cánh tuabin 1.4.2 Những nghiên cứu làm mát mép trước cánh tuabin 1.4.3 Làm mát phun trực tiếp trao đổi nhiệt chân cánh rotor 1.5 Đối tượng, phạm vi phương pháp nghiên cứu 10 1.6 Ý nghĩa khoa học thực tiễn đề tài .10 Chương II – LÝ THUYẾT VỀ PHƯƠNG PHÁP LÀM MÁT VÀ PHƯƠNG PHÁP SỐ 12 2.1 Lý thuyết phương pháp làm mát phun trực tiếp 12 2.2 Lý thuyết phương pháp số .14 iii 2.2.1 Lý thuyết mơ tả phương trình bảo tồn khối lượng 14 2.2.2 Mơ hình dịng rối ứng suất Reynolds 17 2.2.3 Phương trình gần tường 19 2.2.4 Các thủ tục việc mơ số 21 2.2.4.1 Yêu cầu chọn mô hình lưới .21 a) Thời gian 21 b) Chi phí tính tốn 21 c) Sự hội tụ số 22 2.2.4.2 Cách tạo lưới 23 2.2.5 Giới thiệu phần mềm Fluent 23 2.2.5.1 Cấu trúc phần mềm Flunet 24 2.2.5.2 Khả Flunet 24 2.2.6 Giới thiệu phần mềm Gambit .25 Chương III – NGHIÊN CỨU LÀM MÁT BẰNG PHƯƠNG PHÁP PHUN TRỰC TIẾP 27 3.1 Giới thiệu mơ hình làm mát phương pháp phun trực tiếp 27 3.1.1 Giới thiệu mơ hình 27 3.1.2 Giới thiệu điều kiện biên 30 3.1.3 Tính tốn so sánh kết mơ hình 2D .31 3.1.4 Tính tốn so sánh kết mơ hình 3D .37 3.2 Kết luận 44 iv Chương – NGHIÊN CỨU SỰ ẢNH HƯỞNG CÁC THÔNG SỐ TỚI CHẾ ĐỘ LÀM MÁT TRÊN LÁ CÁNH TUABIN 46 4.1 Nghiên cứu ảnh hưởng “tĩnh” “động” cánh .47 4.2 Nghiên cứu ảnh hưởng hình dạng lỗ tới phương pháp làm mát trực tiếp .51 4.3 Nghiên cứu ảnh hưởng cách xếp lỗ tới phương pháp làm mát phun trực tiếp 53 4.3.1 Xét ảnh hưởng vận tốc 54 4.3.2 Xét ảnh hưởng trường áp suất .55 4.3.3 Xét ảnh hưởng trường nhiệt độ .56 4.4 Nghiên cứu ảnh hưởng góc phun tới chế độ làm mát .59 KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ 63 TÀI LIỆU THAM KHẢO .66 PHỤ LỤC A 71 PHỤ LỤC B 78 v DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT A Diện tích trao đổi nhiệt (m2) c Tốc độ âm (m/s) C Khe hở đầu cánh vỏ máy bay (% với chiều dài dây cung) Cp Hệ số dẫn nhiệt với áp suất không đổi (J/kg-K) Cx Chiều dài dây cung cánh rotor D Độ dày đường kính thủy lực (m) DR Tỷ số khối lượng riêng =ρc/ ρ E Năng lượng tổng (J) F Lực tác dụng (N) g Gia tốc trường h Chiều cao cánh hệ số nhiệt đối lưu =qw/(Tw-Taw) hoverall Hệ số trao đổi nhiệt đối lưu toàn =qw/(Tw-Tin,o) (W/m2K) H Enthalpy tổng (W/m2 -K) K Năng lượng động học dòng rối, độ dẫn nhiệt (W/m2 -K) m Khối lượng (kg) Ma Số Mach, M = a/c MFR Tỷ số khối lượng dòng chảy khối lượng dòng làm mát vi Nu Số Nusselt =h D / K P Áp suất tĩnh (pa) Pr Số Prandtl = µ/ρ Cp PR Tỷ số áp suất q Thông lượng nhiệt (w/m2) Q Thông lượng nhiệt tổng (w) Re Số Reynold, xác định = uD/ν S Entropy tổng (J/kgmol-K) St Số Stanton T Nhiệt độ (K) Tu Mức độ rối đầu vào U Tốc độ quay rotor (m/s) V Vận tốc tuyệt đối đầu vào rotor (m/s) W Vận tốc tương đối đầu vào rotor (m/s) u,v,w Thành phần vận tốc (m/s) x,y,z Hệ trục tọa độ Ký hiệu Hy Lạp α Góc vào tuyệt đối dịng chảy β Góc vào tương đối hệ số nhiệt mở rộng (K-1) vii η Hiệu suất làm mát = (Tt ∞ − Taw,f ) / (Tt ∞ − Ttc ) ηaw Hiệu suất làm mát đẳng nhiệt = (Taw,0 − Taw,f ) / (Taw,0 − Ttc ) ι Góc tác động dịng chảy φ Nhiệt độ không thứ nguyên = (Tt∞ − Tt ) / (Tt ∞ − Ttc ) ρ Khối lượng riêng (kg/m3) υ Vận tốc nhiệt động học (m2/s) ω Vận tốc góc (rpm) µ Vận tốc động học (Pa-s) τ Ứng suất trượt (pa), khoảng chia thời gian (s) Ω Vận tốc góc (rpm) Ký hiệu Với làm mát Tiết diện mặt cắt Tiết diện mặt cắt ave Trung bình tầng đầu vào đầu a Đoạn nhiệt (adiabatic) c Chất lỏng làm nguội (coolant) f Tấm làm mát (film cooling) out Đầu ống (outlet) viii inlet Đầu vào ống (inlet) p Mắt lưới sát tường i,j,k Các thành phần tensor in Đầu vào ống (inlet) w Tường (wall) ix DANH MỤC CÁC BẢNG Bảng Bảng kết nhiệt độ điểm M (Điểm mép trước bề mặt phía trước, M(-80; 10)) sau: .32 Bảng Bảng kết nhiệt độ điểm N (trên lỗ khí ống, N(80; -100)) sau: .33 Bảng 3 Giá trị nhiệt độ đường thẳng .42 Bảng Bảng kết nhiệt độ điểm M (Điểm mép trước bề mặt phía trước, M(-50, 10, 0)) sau: 44 x [25] Roy, R.P., Squires, K.D., and Song, S 2000, “Flow and Heat Transfer at the Hub Endwall of Inlet Vane Passages- Experiments and Simulations,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 2000-GT-198 [26] Burd, S.W., and Simon T.W., 2000, “Effects of Slot Bleed Injection Over a Contoured Endwall on Nozzle Guide Vane Cooling Performance: Part I – Flow Filed Measurements” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 2000-GT-199 [27] Burd, S.W., Satterness, C.J., and Simon, T.W., 2000, “Effects of Slot Bleed Injection Over a Contoured Endwall on Nozzle Guide Vane Cooling Performance: Part II- Thermal Measurements,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 2000-GT-200 [28] Radomsky, R.W., and Thole K.A., 2000, “High Free Stream Turbulence Effects on End Wall Heat Transfer for a Gas Turbine Stator Vane,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 2000-GT-2001 [28] Lin, Y-L, Shih T I-P., 2000, “Effects of Gap Leakage on Fluid Flow in a Contoured Turbine Nozzle Guide Vane,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 2000-GT-0555 [30] Nicklas M 2001, “Film-cooled Turbine Endwall in a Transonic Flow Field: Part II-Heat Transfer And Film-Cooling Effectiveness,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 2001-GT-0146 [31] Knost D G and Thole K.A., 2003, “Computational Predictions of Endwall Film-Cooling For a First Stage Vane,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper GT2003-38252 [32] Zhang, L and Moon H.K., 2003, “Turbine Nozzle Endwall Inlet Film Cooling- The Effect of a Back- Facing Step,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper GT2003-38319 [33] Han, S and Goldstein, R.J., 2005, “Influence of Blade Leading Edge Geometry on Turbine Endwall Heat/Mass Transfer,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper GT2005-68590 69 [34] Han, B and R J Goldstein .Jet-Impingement Heat Transfer in Gas Turbine Systems 2001 Dec 2007 [35] 428 Kreith, Frank and Mark S Bohn Principles of Heat Transfer 6th Ed California: Brooks/Cole, 2001 [36] 429 Kreith, Frank and Mark S Bohn Principles of Heat Transfer 6th Ed California: Brooks/Cole, 2001 [37] Kitoet al Heat Transfer-Asian Research, 37(8), 2008 [38] Cardwell, N.D., Sundaram N., and Thole K.A., 2005, “Effects of MidPassage Gap, Endwall Misalignment and Roughness on Endwall FilmCooling,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper GT200568900 [39] Suryanarayanan, A., Mhetras, S.P., Schobeiri, M.T., and Han, J.C., 2006, “Film-Cooling Effectiveness on a Rotating Blade Platform,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper, GT- 2006-90034 [40] Hua, J and Liu, H.H.T., “Fluid Flow and Thermodynamic Analysis of a Wing Anti-Icing System”, Canadian Aeronautics and Space Journal, Vol 51, No 1, pp 35-40, 2005 [41] Fluent Inc., Version 6.0, 2002 CD-ROM, Fluent Inc, Lebanon, New Hampshire 70 PHỤ LỤC A NGHIÊN CỨU TRƯỜNG HỢP LÁ CÁNH TUABIN CAO ÁP KHI CHƯA LÀM MÁT Phương pháp mô điều kiện biên 1 Phương pháp mô Đối với tốn cánh quay nói chung tốn Tuabin động máy bay nói riêng với phần mềm mơ Fluent có bốn phương pháp sử dụng để mơ là: • Single Reference Frame (SRF) • Multiple Reference Frames (MRF) • Mixing Plane Model (MPM) • Sliding Mesh Model (SMM) Trong phương pháp cho kết tốt mà sử dụng phương pháp lưới trượt (Sliding Mesh) [4] Vì đồ án sử dụng phương pháp để mô số tốn dịng qua cánh quay tầng Tuabin cao áp 71 Hình 1: Mơ hình lưới trượt 1.2 Điều kiện biên Trong thiết lập cho tính tốn Fluent có nhiều loại điều kiện biên tích hợp phần mềm mô để người dùng lựa chọn Tuy nhiên điều kiện biên lựa chọn thiết phải thơng số đo đạc tính tốn xác Đối với mơ hình mơ dịng chảy tuabin cao áp tầng này, điều kiện biên “velocity-inlet” lựa chọn cho dòng chảy đầu vào mơ hình, cịn “pressure – outlet” cho đầu Ngồi cịn điều kiện biên nhiệt độ, cường độ rối, thuộc tính chất khí đầu vào… Hình 2: Các điều kiện biên mơ hình mơ • Đặt mặt vào miền tính tốn Velocity-inlet • Đặt mặt miền tính tốn Pressure-outlet • Đặt mặt bao phía trên, mặt bao phía dưới, bề mặt cánh tường 72 • Đặt mặt bên Stator Rotor tuần hoàn Các điều kiện biên điều kiện ban đầu đóng vai trị quan trọng q trình mơ phỏng, giá trị nhập vào mơ hình sát với thực tế toán hội tụ nhanh ngược lại Từ tính tốn thiết kế chương ta có điều kiện biên sau cụ thể số liệu sau: Bảng Bảng điều kiên biên Điều kiện biên vào Stator Điều kiện biên Rotor Vz = 1066 (ft/s) w = 950 (rad/s) T = 3200 (R) T = 2870(R) Pt= 316 (psi) Ps=284 (psi) Ps = 119 (psi) 1.3 Kết mô CFD trường hợp cánh chưa làm mát Để thấy lợi ích việc làm mát, phần tác giả mô cánh tuabin chưa làm mát Điều để quan sát trường áp suất, trường nhiệt độ cánh Khơng tác giả muốn xem xét đường dòng bao quanh cánh, ảnh hưởng tầng rotor stator trượt lên 1.3.1 Xét ảnh hưởng trường áp suất 73 Hình 3: Trường áp suất cánh Hình 4: Trường áp suất mặt trung bình Qua hình ảnh ta thấy áp suất giảm dần từ Stator đến Rotor Áp suất bụng cánh lớn lưng cánh Tại đầu mút Stator có ứ đọng vùng áp suất lớn phía bụng cánh, mép cánh Rotor tồn vùng áp suất cao phía lưng cánh Điều Rotor có chuyển động quay với vận tốc lớn (950 rad/s) theo chiều chiều kim đồng hồ so với chiều dương trục z, Stator đứng yên Hiện tượng hoàn toàn hợp lý Rotor quay làm dồn khí vào mép cánh Stator Các biên không làm ảnh hưởng nhiều đến trường áp suất Điều cho thấy mơ hình mơ tương đối so với thực tế, điều kiện biên đặt 74 tương đối xác Đặc biệt ta quan sát thấy trường áp suất biến đổi liên tục từ Stator sang Rotor ưu điểm phương pháp lưới trượt so với phương pháp mô cánh quay khác 1.3.2 Xét ảnh hưởng trường vận tốc Hình 5: Trường vận tốc mặt trung bình Nhìn hình ảnh trường vận tốc mặt trung bình ta thấy rõ vận tốc đầu mút cánh cánh thấp, điều hồn tồn hợp lý Theo hình ảnh trường áp suất áp suất đầu mút cánh đuôi cánh cao Rotor phải chịu lực hướng tâm cao điều kiện làm việc khắc nghiệt địi hỏi bề mặt phải gia công tinh để tránh lỗ hổng, lồi lõm, nứt rạn, vật liệu phải chịu độ bền cao Phía bụng cánh Rotor có trường vận tốc cao tương ứng với trường áp suất thấp vị trí Xem xét đồ thị hệ số áp suất cánh Rotor: 75 Hình 6: Đồ thị biểu diễn mối quan hệ hệ số áp suất vị trí cánh Rotor Có thể nhận thấy biến đổi đột ngột mép Điều mơ hình lưới trượt mơ toán trạng thái tức thời (unsteady) nên xem xét đến tương tác vết sóng va cánh Rotor cánh Stator Đây ưu điểm mơ hình lưới trượt so với mơ hình khác tốn mơ cánh quay 1.3.3 Xét ảnh hưởng trường nhiệt độ Hình 7: Trường nhiệt độ cánh thời điểm 1130 s Qua trương nhiệt độ cánh Rotor Stator, ta thấy nhiệt độ khơng thay đổi dịng khí qua cánh Và nhiệt độ ln trì khoảng 1547 R Với nhiệt độ vượt nhiệt độ cho phép vật liệu làm cánh tuabin (lá cánh 76 Rotor Stator) Như vấn đề làm mát đặt cần thiết Những vấn đề trình bày phần 77 PHỤ LỤC B NGHIÊN CỨU TRƯỜNG HỢP LÁ CÁNH TUABIN CAO ÁP LÀM MÁT Sau nghiên cứu cánh tuabin chưa làm mát ta thấy lương nhiệt mà cánh tuabin hấp thụ cao, lượng nhiệt không thay đổi chảy bao quanh cánh tuabin Với lượng nhiệt thê ảnh hưởng lớn tới vật liệu cánh, làm cánh chóng hỏng, tuổi thọ giảm Do việc nghiên cứu làm mát công việc cần thiết 2.1 Nguyên tắc việc làm mát Nâng cao nhiệt độ cháy trước tuabin phương pháp để cải thiện thơng số động Trong Tuabin chế tạo cho động hàng không, sử dụng rộng rãi sơ đồ làm mát khơng khí Khơng khí trích từ máy nén sau làm mát cánh chảy vào dịng chảy Tuabin Ngồi người ta cho lưu thơng dịng khí làm mát thể lỏng hay thể khí theo sơ đồ khép kín Cường độ làm mát đặc trưng hệ số θ - tỉ số hiệu nhiệt độ khí (TKC) nhiệt độ T1 với hiệu nhiệt độ khí cháy với nhiệt độ khơng khí làm mát θ= TKC − T1 TKC − T1m Đối với cánh Tuabin Rotor, nhiệt độ khí cháy xác định theo thơng số dịng chảy chuyển động tương đối Sự hồn thiện bô phận làm mát cánh Tuabin đánh giá phụ thuộc hệ số θ vào lưu lượng tương đối khơng khí làm mát (GLM / GKC) Nếu tỉ số nén tốc độ bay tăng, nhiệt độ khơng khí làm mát, lấy sau máy nén tăng ảnh hưởng xấu đến điều kiện làm mát cánh Tuabin Để giữ nhiệt độ cho phép cánh nhiệt độ khơng khí làm mát địi hỏi phải tăng lưu lượng tương đối khơng khí làm mát 78 hay giảm nhiệt độ cho phép trước Tuabin dẫn đến làm giảm lực đẩy lớn động 2.2 Giới thiệu hệ thống làm mát Tuabin động máy bay Ngày phận Tuabin có khả chịu nhiệt độ cao tốt 50 năm trước Có điều trình luyện kim làm mát phận Tuabin Các luồng khí mát để làm mát Tuabin trích từ máy nén Sơ đồ hệ thống làm mát Tuabin điển hình thể qua hình 4.11 Cánh Stator vách bên ngồi dịng khí Tuabin sử dụng khí máy lấy từ máy nén buồng đốt vỏ ngồi đồng Hình 8: Sơ đồ làm mát cánh Tuabin Cánh Rotor Tuabin, đĩa, vách dịng khí Tuabin sử dụng khí mát dẫn qua hành lang bên Cánh Stator tầng phải tiếp 79 xúc với nhiệt độ cao Tuabin (hơi nóng từ buồng đốt) Rotor tầng tiếp xúc với nhiệt độ thấp có pha lỗng khí với dịng khí mát cánh Stator tầng hiệu ứng vận tốc tương đối Stator tầng thứ tiếp xúc với nhiệt độ thấp có pha lỗng thêm luồng khí mát lượng dịng khí Nhiệt độ Tuabin giảm theo qui luật qua hàng cánh Hình 9: Kiểu làm mát cánh Stator Hình giới thiệu cánh Stator tầng với hệ thống làm mát điển hình Stator có lỗ dẫn khí mát dọc theo mũi cánh áp suất bề mặt cộng thêm để giữ cho dịng khí mát mép sau cánh Những lỗ chứa khí lạnh vách ngồi thể cụ thể hình vẽ Cánh Rotor động Electric CF6-50 giới thiệu hình 4.3 Mặt cắt ngang cánh thể dịng khí mát bên dòng đỉnh cánh dọc theo mép sau cánh 80 Hình 10: Kiểu làm mát cánh Rotor Có nhiều phương pháp làm mát, phương pháp làm mát màng mỏng bao quanh, phương pháp làm mát đối lưu, phương pháp làm mát hấp thụ, phương pháp làm mát phun trực tiếp Trong luận văn tác giả xin giới thiệu nghiên cứu phương pháp làm mát phun trực tiếp Giới hạn tốn mơ Như trình bày phần 4.1 nguyên tắc làm mát cánh Tuabin động máy bay cánh Tuabin làm rỗng theo kiểu kết cấu khoang vỏ mỏng Dịng khí làm mát lấy từ máy nén qua vỏ buồng cháy đến Tuabin Đối với cánh stator dòng khí làm mát đưa vào từ vỏ khoang cịn cánh rotor dịng khí làm mát đưa vào từ trục Tuabin, dịng khí chủ yếu làm mát thành mặt Tuabin sau khuyến tán qua lỗ nhỏ thành cánh Tuabin vào hịa trộn với dịng khí nóng qua Tuabin - hình vẽ Hình 11: Sơ đồ dịng khí Làm mát cánh Tuabin 81 Có thể thấy thấy với kết cấu phức tạp muốn mô cách xác, địi hỏi q trình nghiên cứu tỉ mỉ lâu dài từ thiết kế mơ hình Tuabin, thiết kế lỗ làm mát, nghiên cứu số lỗ, kích thước lỗ, lưu lượng khí làm mát Nhưng giới hạn nghiên cứu tác giả đề tài này, tác giả tập trung nghiên cứu hiệu ứng việc làm mát phương pháp phun trực tiếp lên thành cong cánh tuabin thể qua trường nhiệt độ, trường áp suất cánh tuabin Bên cạnh so sánh trường nhiệt độ, áp suất việc làm mát khơng làm mát Chính có giả thiết đặt cho tốn mơ sau nhằm mục đích đơn giản hóa tốn: Kết cấu cánh tuabin đơn giản phương pháp làm mát phương pháp trực tiếp Quá trình làm mát với miền chất lỏng có nhiệt độ thấp (bằng với nhiệt độ dịng khí từ máy nén) đặt lỗ đặt vận tốc chảy vào miền khí nóng Thiết kế mơ hình tốn Mơ hình tác giả nghiên cứu mơ trên, bên cánh có ống Piccolo nhận khơng khí lạnh từ máy nén phun trực tiếp qua lỗ Piccolo để làm mát thành cánh tuabin Phương pháp gọi phương pháp làm mát phương pháp trực tiếp Do toán phức tạp nên tác giả phải đơn giản mơ hình, cánh Rotor Stator rỗng có hình dạng sau, hình rỗng kht lỗ có đường kính 0,5mm Với cánh Stator Rotor khoét dãy lỗ chia làm thành hàng hàng có lỗ Như số lỗ Stator Rotor có 35 lỗ Để vẽ mơ tác giả cần hỗ trợ cơng cụ DESIGN MODELER 82 Hình 12: Các cánh Stator Rotor mơ hình mơ 83 ... CỨU LÀM MÁT BẰNG PHƯƠNG PHÁP PHUN TRỰC TIẾP Sau nghiên cứu kỹ lý thuyết mô lý thuyết làm mát phương pháp phun trực tiếp, chương tác giả xin trình bày nghiên cứu làm mát phương pháp phun trực tiếp. .. Chương II: Nghiên cứu phương pháp làm mát, lý thuyết phương pháp làm mát phương pháp trực tiếp, với lý thuyết mơ số xv • Chương III: Nghiên cứu làm mát phương pháp phun trực tiếp Qua nhận xét so... Lá cánh tuabin cánh quạt khí làm mát bên bên ngồi Chất làm mát hịa trộn với chất làm mát, mặt chúng qua khe rãnh bên cánh, phần dịng khí làm mát phun bền mặt cánh Cả hai phương pháp làm mát phun