連結を解くコリオリの力と全視野熱回転浮力の影響回転チャネルのプロパティを転送します。

Summary

相互依存のコリオリ力と回転チャネルの全視野熱伝達分布回転浮力の影響を切り離すための実験方法を紹介します。

Abstract

軸回転チャネルの熱伝達特性を探索する手法を提案する.回転チャネル内の輸送現象を特徴付ける統治の流動パラメーターは回転フレームの参照を参照する運動量とエネルギーの方程式のパラメトリック解析によって確認されます。これらの無次元流れの方程式、テスト モジュールの設計にリンクする実験的戦略に基づく実験計画とデータ解析分離コリオリ力と熱浮力の影響を明らかにする試みを配合します。公演を転送します。コリオリの力と浮力を回転の効果は、さまざまなジオメトリを持つチャネルを回転から測定の選択結果を使用して説明します。流れ方向、チャネル形状、熱の配置と関連付けのユニークな熱転送署名が見つかったコリオリ力と回転浮力の影響は、回転のさまざまなチャネル間でいくつかの共通機能を共有、エンハンスメント デバイスを転送します。回転チャネルのフロー構成に関係なく提案の実験的手法により分離と相互依存のコリオリ力の評価を許可する物理的に一貫した熱伝達率相関式の開発と熱回転浮力の影響は、チャンネルの回転のプロパティを転送します。

Introduction

一方、熱力学の法律は、タービン エントリ温度を高めることによって改善された特定の電源とガスタービン エンジンの熱効率を決定、いくつかのホット エンジン部品、タービンブレードなどが熱損傷になりやすい。ガスタービン動翼の内部冷却ブレード材料のクリープ抵抗の温度限界を超えるタービン エントリ温度を許可します。ただし、内部の冷却チャネルの構成は翼形状を遵守しなければなりません。特に、クーラント回転動翼内。実行中のガスタービン動翼の過酷な温度条件がそのような効果的なブレード冷却方式は構造の整合性を確保することが重要です。したがって、回転チャネルの局所熱転送プロパティは、利用可能な限られた冷却水の流量の効率的利用のために重要。リアルなエンジン条件で内部冷却水通路の設計に適用される有用な熱転送データの取得が最優先の熱伝達特性の測定手法を開発しているとき、ガスタービン動翼内模擬冷却通路。

回転速度 10,000 rpm 以上でかなりガス タービン動翼列内部回転チャネルの冷却性能を変更します。エンジンについては、そのような回転チャネルの識別は、相似則を使用して許容です。回転、回転座標系を基準にして流れの方程式を派生することによって放射状回転チャネル内の移動現象を制御する無次元のグループが明らかにできます。モリス¹派生として回転座標系を基準にして流れの運動量保存式を持ちます。

(1)

式 (1) で、ローカルの流体の速度、 v̄、位置ベクトルとr̄、回転角速度ωフレームの基準は 2 (ω×v̄) の面でコリオリ加速度によって影響を受ける、分離求心力浮力力、 β(TT_ref) (ω×ω×r̄)、駆動圧電メトリック圧力勾配、 、および流体の動粘性係数、 ν。参照されている流体の密度、 ρ_ref、事前定義された流体参照温度T_ref実験のためローカル流体雰囲気温度の典型的な呼ばれます。熱エネルギーに力学的エネルギーの不可逆がごくわずかの場合エネルギー方程式は次のものに削減されます。

(2)

式 (2) の最初の項は直接ローカル流体、温度T、一定の比熱、 C_p経由でに関連して特定のエンタルピーを処理して得られます。加熱回転チャネルにおける流体温度の変化に伴う流体の密度の摂動流体の運動に多大な影響を提供は、それは式 (1) の流体の速度で求心加速度とリンクするとき、自軸回転チャネルの温度フィールドが結合されています。また、コリオリと求心加速度変わる同時に、回転速度を調整しました。したがって、コリオリの力と回転流体の速度と温度のフィールドに及ぼす浮力の影響は自然に結合されています。

式 (1) と (2) 無次元フォーム回転チャネル内の熱対流を支配する流れのパラメーターを開示します。回転チャネル、ローカル流体のバルク温度T_bに課せられた基本的に均一熱流束 s T_ref参照入口レベルから、縦方向に直線的に増加します。ローカル流体雰囲気温度はT_ref + τs、 τは、流れの方向に流体のバルク温度勾配として決定されます。次の無次元パラメーターの置換:

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

式 (1) と (2) として無次元の流れの運動量とエネルギーの方程式を導出するV_{を意味する}、 Nとdは、それぞれ速度、回転速度、チャネル油圧直径平均流れの立つ、ところ式 (8) と (9) それぞれ。

(8)

(9)

明らかに、式 (9) でηはBu Ro、日時関数 = Ro²βτdRレイノルズ、回転および浮力番号とそれぞれ呼ばれます。慣性比を定量化するロスビー数コリオリ力は式 (8) で逆の回転数に相当します。

T_b T_ref + 一様熱流束を受ける回転チャネルのτsとして計算する場合τ値はQ_fとしてまた評価されます/(mC_pL)、 Q に_f、 mとLは、対流加熱電源、クーラントの流量を質量し長さをそれぞれチャネルします。したがって、無次元のローカル流体雰囲気温度、 η_bがsと等しい/dとチャネルの壁、 η_w、無次元温度が得られます [(T_w–T_b )/Q_f] [mC_p] [L/d] +s/d。Q_fとして定義された対流熱転送速度/(T_w–T_b)、η_bはη_w– の無次元壁と流体温度差が暖房エリアとチャンネル断面積の無次元変位関数はどのζの方程式 (10) を介してローカルのヌセルト数に転換です。

(10)

定義済みの形状や流体力学的および熱的境界条件の設定、無次元回転チャネルのローカルのヌッセルト数を制御する、として識別されます。

(11)

(12)

(13)

実験、回転速度N調整と熱を生成するさまざまなRoデータ コリオリ力のさまざまな強みが必然的に変更ない求心加速度とこの相対的な強さ浮力を回転します。また、回転チャネルから収集された熱転送データのセットは常に有限の程度の浮力を回転します。熱伝達にコリオリ力と浮力の個々 の効果を明らかにする回転チャネルのパフォーマンスはRoとBuに及ぼすポスト データ処理手順ニュープロパティの連結を解くことを必要とします。現在の実験方法の包括的なです。

ガスタービン動翼の内部回転チャネルのエンジンと実験室のフロー条件は日時、 RoとBuの範囲で指定できます。クーラントの典型的なエンジンの状態は流れる建設と同様、ガスタービン動翼とモリス^{2 によって報告された実際のエンジンの状態に近い実行する実験をできる回転試験施設の試運転}.モリス²によって要約されるリアルなエンジン条件に基づいて、図 1は、ガスタービン動翼の回転冷却剤チャネルの日時、 RoとBuの範囲の面で現実的な動作条件を構築します。図 1では、エンジンの最悪の状態の徴候をローターの最高速度と最高の密度比で走るエンジンと呼びます。図 1下限と最悪エンジン運転条件をそれぞれ最低と最高のエンジン スピードで出てくる。5000 と 20,000 rpm の間実際のエンジン速度で実行している回転チャネルの全視野Nu分布を測定する非常に困難です。しかし、相似則に基づき、実験室規模のテストを行った低回転速度ではなくリアルタイム エンジンの日時、 RoとBuの範囲の完全なカバレッジを提供するためにいくつかの試み。革新的な実験方法として NASA ホスト プログラム^3,4,5,6採用で定義済みの日時に流体の密度を高めるため高圧テスト平均流速を抑えることでRo範囲を延長する順序です。この点で、ガス定数、 R_c粘度、 μと理想気体のため日時、 RoとBuの間の特定の関係と関連しています。

(14)

(15)

図 1、回転速度N、クーラント圧力 ( P) チャネル油圧直径、 d、回転半径、 Rエンジンの状態と公称対応に実験条件を持って来るとT_b T_w– 壁と流体温度差は現実的な日時、 RoとBuの範囲に一致するために制御する必要があります。Roは² dに比例して、明らかに、 Roの範囲を拡張する最も効果的な方法の 1 つはチャネル油圧直径を増やすことです。クーラント圧力 ( P)、 Roの範囲を拡張するために発生させる技術的に簡単で現実的なN研究室熱転送テストは非常に難しい、します。たとえPに比例のみです。この理論的な背景に基づいて、本実験方法のデザイン哲学は、回転リグに合わせて許可最大チャネル油圧直径を使用して回転のテスト チャネルを加圧Roを増やすことです。Ro範囲が増えた、 Buの範囲ではBuはRo²に比例、それに応じて拡張されます。図 1チャンネルを回転の熱転送データを生成する採用研究所テスト条件はまた含まれて^{3,4,5,6,7,8,9,10,11,12,13,14,15,16,17,18,19,20,21,22,23,24,25,26,27,28,29}します。 利用可能な熱転送データによるリアルなエンジン条件の適用範囲はまだ限られ、特に必要なBu範囲の図 1で示したように。開くと図 1に描かれている色の固体のシンボルは、それぞれ指摘し全視野の熱伝達実験です。熱のほとんどがタービン ローター ブレード^1,2,3,4,5,冷却装置でデータを転送する、図 1の収集、^{6,7,8,9,10,11,12,13,14,15,16,17,18,20,21,22,23,24,25,26}ポイントである熱電対法による測定。測定導電性の壁に壁の伝導効果熱・流体壁界面温度熱電対測定から変換された熱転送データの品質を損ないます。また、熱伝達測定^{1,2,3,4,5,6,7、 8,9,10、11,12,13,14,15,16,17,18,20,21,22,23,24,25,26}熱電対法による回転表面上 2次元熱速度変動を検出できません。現在実験^29,30,31,32回転チャネルの壁を越えて全視野ヌセルト数分布の検出は許容。壁の伝導効果でビオ番号 0.1 mm 厚ステンレス鋼箔の使用の最小化 >> 現在実験法による加熱電力を生成するための 1 により、冷却水の流量を暖房ホイルから一次元熱伝導。特に、 RoとBuの両方の効果を含む全視野熱転送データの取得は一時的な液晶技術と熱電対法を用いた許されない。現在定常液晶サーモグラフィ法¹⁹、検出温度範囲 35-55 ° C は、現実的な密度比の熱転送データの生成を無効にします。

だから回転チャネル内の熱対流を支配する流れパラメーターを使用して、図 1に見られるリアルなエンジンの状態の完全なカバレッジが達成されていないことを示すため、全視野熱を取得するための必要性でデータを転送します。リアルなエンジンの状態を継続的に主張されてきた。本実験的手法は、コリオリ力と検出回転浮力効果の全視野伝の生成を有効。 にします。プロトコルは、回転チャネルの現実的な全視野の熱伝達の測定に関連する、実験的戦略を考案する捜査官の支援を目指しています。パラメトリック解析実験法に固有のメソッドは、 Nuの分離と相互依存のRoとBuの効果を評価するため熱伝達相関式の生成を許可します。

フロー条件の現実的なガスタービン エンジンの状態のように回転チャネルの二次元熱転送データの生成ではるかに低い回転速度で動作を目指す実験方法を説明、研究所。回転速度、油圧直径テスト チャネルの導入で現実的なエンジンの状態でデータを示す熱伝達を取得するための壁と流体温度の相違の範囲を選択する手法。赤外線サーモグラフィにおける較正試験、熱損失キャリブレーション テストし、回転熱伝達試験装置の操作が表示されます。熱の重要な不確実性の要因測定とコリオリの力の分離のプロシージャに転送、回転チャネルの熱伝達特性に及ぼす浮力の影響は選択の資料に記載されて現在の実験方法を示す結果。

Protocol

注: テスト設備、データ取得、データ処理、ガスタービン動翼の内部冷却チャネルをエミュレートする熱転写テスト モジュールを回転の詳細については、私たち以前の作品29,30,31 ,32。 1. 熱転送テストの準備 日時、 Ro Buガスタービン動翼の対象操?…

Representative Results

日時、 RoとBuの面で回転ガスタービン動翼内内部冷却流の現実的な運用条件は、図 1のエミュレートされた研究室の条件と比較されます。データ ポイントは、プロトコル11,14,17,20,21に要約現在実験的メソッドを使用してリアルな?…

Discussion

赤外線サーモグラフィを用いた回転チャネルの側壁温度が検出された一方、流体温度は熱電対によって測定されます。回転リグをドライブ AC モーターの代替の磁場は、熱電対測定を妨害する電気潜在性を誘導すると回転試験装置を駆動する DC モータを採用する必要があります。

温水チャネルの出口の平面に流体温度分布は均一ではありません。回転チャネルの既存の平…

Materials

Rotating test rig	In-house made		Design by this research group
Heat transfer test module	In-house made		Design by this research group
Mass flow meter	Eldride Product, Inc.	3100301-01-01 359-1007
Infrared thermography system	NEC P384A-8	3100401-04 3127A-4
Instrumentation slip ring	Michigan Scientific SR36M	3100506-62 3553-372