مقاله انگلیسی بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده ردیفی محفظه احتراق با ترجمه فارسی – Elsevier 2014

 

دانلود رایگان مقاله انگلیسی PDF + خرید ترجمه آماده و تایپ شده ورد

 

مشخصات مقاله انگلیسی به همراه ترجمه فارسی
عنوان فارسی مقاله

بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده ردیفی و استوانه ای نزدیک دیواره انتهایی محفظه احتراق

عنوان انگلیسی مقاله

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

چاپ شده در

مجله الزویر – Elsevier

سال انتشار

سال ۲۰۱۴

 

قسمتی از متن مقاله
بخشی از ترجمه فارسی

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.
بخشی از متن 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.

باکس دانلود مقاله
دانلود رایگان مقاله انگلیسی با فرمت pdf

دانلود رایگان مقاله انگلیسی

خرید ترجمه آماده به صورت تایپ شده با فرمت ورد doc

خرید ترجمه آماده ورد

دیدگاهتان را بنویسید

نشانی ایمیل شما منتشر نخواهد شد. بخش‌های موردنیاز علامت‌گذاری شده‌اند *