c) Sự hội tụ số
4.4. Nghiên cứu sự ảnh hưởng góc phun tới chế độ làm mát
Tác giả xin định nghĩa góc phun là góc được hợp bởi đường tâm lỗ với bề mặt nằm ngang. Xét các trường hợp nghiên cứu:
• Thành trong của lá cánh có 1 hàng phun gồm 5 lỗ với góc phun là 00 (gọi là trường hợp 1)
• Thành trong của lá cánh có 2 hàng phun, mỗi hàng có 5 lỗ với góc phun là 150 , so le với góc 00 (gọi là trường hợp 2)
• Thành trong của lá cánh có 2 hàng phun, mỗi hàng có 5 lỗ với góc phun là 200 (gọi là trường hợp 3)
• Thành trong của lá cánh có2 hàng phun, mỗi hàng có 5 lỗ với góc phun là 300 (gọi là trường hợp 4)
Hình 4. 21 Chi tiết góc hệ thống lỗ trên trên thành trong trong trường hợp 4
Để nhận thấy sự tương tác của góc phun tới thành ngoài của lá cánh Rotor. Khi dòng khí phun vào thành cong đó có sự va đập thành cong và sự xuất hiện góc xoáy trên thành cong.
Hình 4. 22 Trường vận tốc tại mặt phẳng cát ngang lỗ trong trường hợp I
Hình 4. 23 Trường nhiệt độ tại mặt phẳng thẳng đứng trong trường hợp I
Hình 4. 24 Mối quan hệ giữa vận tốc và vị trí trong trường hợp I
Hình 4. 25 Trường số Nu trong bốn trường hợp.
Toàn bộ hình ảnh trên chứng tỏ một điều rằng, các góc phun khác nhau sẽ gây hiệu quả làm mát khác nhau, tủy thuộc vào vận tốc, góc phun mà hiệu quả khác nhau. Khi góc phun ở góc 30 thì hiệu quả trao đổi nhiệt giữa các ống và thành cong mép trước lá cánh tuabin mang lại hiệu quả cao nhất. Với hình ảnh 4.26 số Nu trên thành cong khác nhau, với trường hợp IV thể hiện sự trao đổi giữa lỗ với thành cong tốt hơn.
Trên đây là toàn bộ nghiên cứu tác giả khi nghiên cứu các thông số ảnh hưởng tới chế độ làm mát: mô hình “động”- “tĩnh”, hình dạng lỗ phun, cách sắp xếp lỗ và góc phun của lỗ. Những kết quả nghiên cứu đã nhận thấy và đưa ra những khuyến cáo để mang lại hiệu quả tốt hơn khi ứng dụng phương pháp phun trực tiếp vào lá cánh tuabin nói riêng hoặc làm mát trong ngành công nghiệp nói chung.
KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ
Tuabin khí được sử dụng rất rộng rãi cho động cơ đẩy máy bay và phát điện trên mặt đất để ứng dụng trong ngành công nghiệp. Dòng khí được trộn với nhiên liệu được cháy liên tục trong buồng cháy và được giãn nở qua các tầng cao áp và thấp áp của tuabin khí. Luồng khí giản nở này mạng một lượng nhiệt rất lớn, áp suất cao sẽ truyền năng lượng vào lá cánh trên các tầng tuabin để làm quay các tầng rotor của tuabin.
Các lá cánh trên các tầng cao áp và thấp áp của tuabin luôn luôn phải chịu một môi trường nhiệt độ quá nhiệt rất cao và áp suất lớn. Những lá cánh này không chỉ làm bằng vật liệu chịu nhiệt rất tốt và còn phải được làm mát bằng các phương pháp tốt, hiệu quả thì các lá cánh mới chịu được sự quá nhiệt của dòng khí giãn nở.
Do đó, để làm mát các lá cánh tuabin để quá trình hoạt động an toàn là một nhu cầu hết sức cần thiết. Những lá cánh được làm mát bởi dòng khí được trích từ tầng máy nén của động cơ. Khi máy bay hoạt động thì các lá cánh trong các tầng tuabin phải chịu một sự quá nhiệt, điều đó đỏi hỏi cần thiết phải nghiên cứu để đưa ra những công nghệ làm mát tối ưu nhất.
Đối với mép trước của cánh, hầu hết các nghiên cứu trước đậy được thực hiện trên một dãy cánh đơn không quay tầng rotor, trong khí một động cơ tuabin hoạt động thì chúng chịu rất nhiều sự ảnh hưởng các tầng, trong một tầng thì ảnh hưởng giữa stators và rotors. Trong phần luận văn của tác giả nghiên cứu làm mát lá cánh bằng phương pháp phun trực tiếp với việc nghiên cứu ảnh hưởng các thông số sau:
• Nghiên cứu sự ảnh hưởng của mô hình “tĩnh” và mô hình “động”. Qua nghiên cứu này tác giả nhận thấy sự khác biệt khác nhau giữa hai mô hình này. Qua mô hình động tác giả nhận thấy mô hình động đã mang lại hiệu quả tốt hơn sơ với mô hình “tĩnh”. Mô hình “động” đã mang lại hiện tượng gần giống như thực thế.
• Nghiên cứu sự ảnh hưởng của hình dạng góc phun tới chế độ làm mát bằng phương pháp phun trực tiếp. Tác giả nhận thấy hình dạng góc phun hình elip mang lại hiệu quả tốt hơn
• Nghiên cứu sự ảnh hưởng của sự sắp xếp các lỗ tới chế độ làm mát. Sự sắp xếp so le đã mang lại hiệu quả tốt hơn so với không sắp xếp.
• Nghiên cứu sự ảnh hưởng của góc phun tới chế độ làm mát bằng phương pháp phun trực tiếp. Với mỗi góc phun mang lại hiệu quả khác nhau, qua góc phun tác giả nhận thấy với góc phun 300 đã mang lại hiệu quả tốt hơn góc 00, 100, và 200.
Toàn bộ nghiên cứu trên tác giả nghiên cứu độc lập và tỉ mỉ. Nhưng do thời gian có hạn tác giả cũng không thể tránh khỏi sai xót và chưa nghiên cứu được nhiều trường hợp khác. Trên đây là những nhận xét chủ quan của tác giả, rất mong sự đóng góp ý kiến của các thầy cô, đồng nghiệp và bạn bè.
Sau khi nghiên cứu phương pháp làm mát bằng phương pháp phun trực tiếp, tác giả xin mạnh dạn đưa ra những ý kiến đóng góp những ý kiến nghị cho tương lai. Kết quả mô phỏng số đã cho kết quả tốt khi sử dụng CFD trong việc thiết kết hệ thống làm mát cánh lá cánh tuabin. Một vài chú ý xin kiến nghị để nâng cao quá trình làm tốt việc mô phỏng:
• Khi mô phỏng thì công việc xây dựng mô hình là việc rất quan trọng, sau đó chia lưới phải luôn cẩn thận với những điểm nhạy cảm. Với mỗi cách chia lưới khác nhau dẫn đến kết quả chênh lệch khác nhau. Chúng ta nên so sánh kết quả mỗi trường hợp chia lưới để đánh giá kết quả khác. Nếu có điều kiện chúng ta nên liên hệ với thí nghiệm để đánh giá lý thuyết và thực tế.
• Trong nghiên cứu làm mát trực tiếp nên kết hợp cùng phương pháp làm màng. Tức là bên trong thành cánh tuabin thì phương pháp làm mát trực tiếp, còn bên ngoài chúng ta áp dụng phương pháp làm màng. Như thế để đánh giá hiệu quả làm mát tốt hơn với lá cánh.
• Trong mỗi trường hợp nên nghiên cứu tỉ mỉ chia thành nhiều thang nhỏ, như đó mới xây dựng đồ thì tìm được điểm tối ưu. Việc nghiên cứu mô phỏng sẽ cho ta tìm được điểm tối ưu mà tốn kinh tế ít nhất. Trong khi nếu chúng ta mà chế tạo thực thế thì sẽ mất nhiều thời gian. Khi chúng ta tìm được mô hình chuẩn thì chúng ta sẽ chế tạo mô hình thật để thí nghiệm với mô hình tối ưu đó.
• Việc tính toán với số lượng mô hình lớn sẽ cần cấu hình máy tính rất lớn, hoặc hệ thống máy tính nối song song. Nghiên cứu cần trang bị hệ thống máy tính thật tốt, chúng ta mới xét được nhiều trường hợp và mô hình số lượng lưới lớn.
Trên đây là những kiến nghị của tác giả tới sau này. Tác giả muốn giải quyết những vấn đề này khi làm nghiên cứu tiến sỹ.
Một lần nữa tác giả xin cảm ơn tới Tiến sỹ Nguyễn Phú Hùng, người đã tận tình định hướng, và giúp tác giả hoàn thành luận văn này.
TÀI LIỆU THAM KHẢO
[1] Han, J.C., Dutta, S., and Ekkad, S.V. 2000, Gas Turbine Heat Transfer and Cooling Technology, Taylor and Francis, New York.
[2] Ameri, A.A., Steinthorsson, E., Rigby, D.L., 1997, “Effect of Squealer Tip on Rotor Heat Transfer and Efficiency,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 97-GT-128.
[3] Ameri, A.A., Steinthorsson, E. and Rigby, D.L., 1999, “Effects of Tip Clearance and Casing Recess on Heat Transfer and Stage Efficiency in Axial Turbines,” ASME Journal of Turbomachinery, 121, No.4, pp. 683- 693.
[4] Ameri, A.A. and Bunker, R.S., 2000, “Heat Transfer and Flow on the First Stage Blade Tip of a Power Generation Gas Turbine: Part 2: Simulation Results,” ASME Journal of Turbomachinery, 122, No. 2, pp. 272-277. [5] Bunker, R. S., Baily, J.C., and Ameri, A.A., 2000, “Heat Transfer and Flow
on the First Stage Blade Tip of a Power Generation Gas Turbine: Part 1: Experimental Results,” ASME Journal of Turbomachinery, 122, No.2, pp. 263-271.
[6] Ameri, A.A., 2001, “Heat Transfer and Flow on the Blade Tip of a Gas Turbine Equipped With a Mean-Camberline Strip,” ASME Journal of Turbomachinery, 123, No.4, pp. 704-708.
[7] Yang, H., Acharya, S., Ekkad, S. V., Prakash, C., and Bunker, R, 2002, “Flow and Heat Transfer Predictions for A Flat-Tip Turbine Blade,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper GT- 2002-30190.
[8] Yang, H., Acharya, S., Ekkad, S.V., Prakash, C., and Bunker, R., 2002, “Numerical Simulation of Flow and Heat Transfer Past a Turbine Blade with a Squealer-Tip,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper GT-2002-30193.
[9] Cohen, H., Rogers, G. F. C., Saravanamuttoo, H. I. H., (1996). \Gas Turbine Theory". Addison Wesley Longman Limited, Essex.
[10] Dunn, M.G., 1986, “Heat Flux Measurement for a Rotor of a Full Stage Turbine. Part I: Time averaged Results.” ASME Journal of Turbomachinery, 108, No.1, pp.90-97.
[11] Dunn. M.G., George, W.K., Rae, W.J., Woodward, S.H., Moller, J.C., and Seymour, J.P., 1986, “Heat Flux Measurement for a Rotor of a Full Stage Turbine, Part II: Description of Analysis Technique and Typical Time- Resolved Measurements.” ASME Journal of Turbomachinery, 108, No.1, pp.98-107.
[12] Abhari, R.S., and Epstein, A.H., 1994, “An Experimental Study of Film Cooling in a Rotating Transonic Turbine”, ASME Journal of Turbomachinery, 116, No.1, pp.63-70.
[13] Takeishi, K., Aoki, S., and Sato, T., 1992, “Film Cooling on a Gas Turbine Rotor Blade.” ASME Journal of Turbomachinery, 114, No. 4, pp. 828-834. [14] Camci, C., and Arts, T., 1985, “Short-Duration Measurement and
Numerical Simulation of Heat Transfer Along the Suction Side of a Gas Turbine Blade,” ASME Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 107, No.4, pp.991-997.
[15] Camci, C., and Arts, T., 1985, “Experimental Heat Transfer Investigation Around the Film Cooled Leading Edge of a High Pressure Gas Turbine Rotor Blade,” ASME Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 107, No.4, pp. 1016-1021
[16] Mehendale, A.B., Ekkad, S.V., and Han, J.C., 1994, “Mainstream Turbulence Effect on Film Effectiveness and Heat Transfer Coefficient of a Gas Turbine Blade with Air and CO2 Film Injection,” International Journal of Heat and Mass Transfer, 37, No.10, pp. 2707-2714.
[17] Mehandale, A.B., Han, J.C., Ou. S., and Lee, C.P., 1994, “Unsteady Wake Over a Linear Turbine Blade Cascade with Air and CO2 Film Injection. Part II: Effect on Film Effectiveness and Heat Transfer Distributions,” ASME Journal of Turbomachinery, 116, No. 4, pp. 730-737.
[18] Du, H., Han, J.C., and Ekkad, S.V., 1998, “Effect of Unsteady Wake on Detailed Heat Transfer Coefficient and Film Effectiveness Distribution for a Gas Turbine Blade,” ASME Journal of Turbomachinery, 120, No. 4, pp. 808-817.
[19] Dunn, M.G., Kim, J., Givinkas, K.C., and Boyle, R.J., 1992, “Time Averaged Heat Transfer and Pressure Measurement and Comparison with Prediction for a Two-Stage Turbine.” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 92-GT-194.
[20] Lin, Y.L., Stephens, M.A., and Shih, T.I-P., 1997, “Computation of Leading Edge Film Cooling with Injection through Rows of Compound Angel Holes,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper 97-GT- 298.
[21] Garg, V.K., and Ameri, A.A., 1997, “Comparison of Two-Equation Turbulence Models for Prediction of Heat Transfer on Film-Cooled Turbine Blades,” Numerical Heat Transfer, Part A, 32, No.4, pp.347-355. [22] Harasgama, S.P., and Burton, C.D., 1992, “Film Cooling Research on the
Endwall of a Turbine Nozzle Guide Vane in a Short-Duration Annular Cascade, Part I: Experimental Technique and Results,” ASME Journal of Turbomachinery, 114, No.4, pp.734-740.
[23] Harasgama, S.P., and Burton, C.D., 1992, “Film Cooling Research on the Endwall of a Turbine Nozzle Guide Vane in a Short-Duration Annular Cascade, Part II: Analysis and Correlation of Results,” ASME Journal of Turbomachinery, 114, No.4, pp.741-746.
[24] Friedrichs, S., Hodson, H.P., and Dawes, W.N., 1996, “Distribution of Film-Cooling Effectiveness on a Turbine Endwall Measured Using the Ammonia and Diazo Technique,” ASME Journal of Turbomachinery, 118, No.1, pp. 613-621.
[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.
[34] Han, B. and R. J. Goldstein. .Jet-Impingement Heat Transfer in Gas Turbine Systems.. 2001. 3 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 Mid- Passage Gap, Endwall Misalignment and Roughness on Endwall Film- Cooling,” Proceedings of ASME Turbo Expo, ASME Paper GT2005- 68900.
[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.
PHỤ LỤC A
NGHIÊN CỨU TRƯỜNG HỢP LÁ CÁNH TUABIN CAO ÁP
KHI CHƯA LÀM MÁT
1. Phương pháp mô phỏng và điều kiện biên
1 .1 Phương pháp mô phỏng
Đối với bài toán cánh quay nói chung và bài toán Tuabin động cơ máy bay nói riêng thì với phần mềm mô phỏng Fluent có bốn phương pháp có thể sử dụng để mô phỏng đó là:
• Single Reference Frame (SRF) • Multiple Reference Frames (MRF) • Mixing Plane Model (MPM) • Sliding Mesh Model (SMM)
Trong đó phương pháp cho ra kết quả tốt nhất mà chúng ta có thể sử dụng là phương pháp lưới trượt (Sliding Mesh) [4]. Vì vậy trong đồ án này sử dụng phương pháp này để mô phỏng số bài toán dòng qua cánh quay tầng một Tuabin cao áp.
Hình 1: Mô hình lưới trượt
1.2. Điều kiện biên
Trong thiết lập cho tính toán của Fluent có nhiều loại điều kiện biên được tích hợp trong phần mềm mô phỏng để người dùng lựa chọn. Tuy nhiên các điều kiện biên được lựa chọn nhất thiết phải là những thông số được đo đạc hoặc tính toán chính xác.
Đối với mô hình mô phỏng dòng chảy tuabin cao áp tầng 1 này, các điều kiện biên “velocity-inlet” được lựa chọn cho dòng chảy ở đầu vào của mô hình, còn “pressure – outlet” cho đầu ra. Ngoài ra còn các điều kiện biên về nhiệt độ, cường độ rối, thuộc tính của chất khí đầu vào…
Hình 2: Các điều kiện biên trên mô hình mô phỏng
• Đặt mặt vào của miền tính toán là Velocity-inlet • Đặt mặt ra của miền tính toán là Pressure-outlet
• Đặt mặt bao phía trên, mặt bao phía dưới, các bề mặt của các lá cánh là tường
• Đặt 2 mặt bên của Stator và của Rotor là tuần hoàn
Các điều kiện biên và các điều kiện ban đầu cũng đóng một vai trò rất quan trọng trong quá trình mô phỏng, các giá trị nhập vào mô hình càng sát với thực tế