ترجمه مقاله بررسی رایانشی لایه خنک کننده از سوراخ های خنک کننده ترنچ شده ردیفی محفظه احتراق - نشریه الزویر

قیمت خرید این محصول

۳۱,۰۰۰ تومان

دانلود رایگان نمونه دانلود مقاله انگلیسی

عنوان فارسی

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

عنوان انگلیسی

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

صفحات مقاله فارسی

14

صفحات مقاله انگلیسی

9

سال انتشار

2014

نشریه

الزویر - Elsevier

فرمت مقاله انگلیسی

PDF

فرمت ترجمه مقاله

ورد تایپ شده

نوع مقاله

ISI

نوع نگارش

مقالات کوتاه (Short communication)

پایگاه

اسکوپوس

کد محصول

9401

وضعیت ترجمه عناوین تصاویر

ترجمه شده است ✓

وضعیت ترجمه متون داخل تصاویر

ترجمه نشده است ☓

وضعیت ترجمه منابع داخل متن

به صورت عدد درج شده است ✓

وضعیت فرمولها و محاسبات در فایل ترجمه

به صورت عکس، درج شده است ✓

رشته های مرتبط با این مقاله

مهندسی مکانیک

گرایش های مرتبط با این مقاله

مکانیک سیالات

مجله

مطالعات موردی در مهندسی حرارتی - Case Studies in Thermal Engineering

دانشگاه

گروه ترمودینامیک سیالات، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالزی

کلمات کلیدی

توربین گازی، لایه خنک گننده، سوراخ استوانه ای، سوراح ترنچ شده، سوراخ رقیق سازی

doi یا شناسه دیجیتال

http://dx.doi.org/10.1016/j.csite.2014.07.004

۰.۰ (بدون امتیاز)

امتیاز دهید

فهرست مطالب

چکیده
1-مقدمه
2- مواد و روش ها
3-یافته ها و بحث
4-نتیجه گیری و پیشنهادات

نمونه چکیده متن اصلی 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.

نمونه چکیده ترجمه متن فارسی

چکیده
این مطالعه به منظور بررسی اثرات با زوایای همسوی 0 و 90 درجه در نسبت دمیدگی 3.18 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.

برچسب‌ها: دانلود رایگان مقالات انگلیسی مهندسی مکانیک