مهرداد حیدری - دانشجوی کارشناسی ارشد مهندسی هوا فضا، دانشکده مکانیک و هوا فضا، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم تحقیقات تهران
رضا آقایی طوق - استادیار، دانشکده مکانیک و هوا فضا، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم تحقیقات تهران

در یک توربین گاز برای نسبت فشار مشابه، هر چه دمای ورودی به توربین بالاتر رود، راندمان حرارتی بیشتر می شود. اما دمای بالا میتواند به توربین آسیب بزند. بنابراین، برای کارکردن در دماهای گازی بالا، یک سامانهخنک سازی کارآمد مورد نیاز است. روش های خنک کاری مختلفی برای پره های توربین گاز مورد استفاده قرار می گیرند مانند خنک کاری با مایع ،هوا ، خنک کاری پاششی و..میتوان نام برد. پیشرفت در خنک سازی، یکی از ابزارهای اصلی برای رسیدن به دماهای بالاتر ورودی توربین است و این امر به عملکرد اصلاح شده و عمر بهبود یافته توربین منتهی می شود. انتقال حرارت یک عامل طراحی مهم برای همه بخش های یک توربین گاز پیشرفته، به ویژه در بخش های توربین و کمپرسور می باشد. اما بدیهی است که جهت افزایش کارایی پره توربین گازی، با توجه به محدودیت های متالورژیکی برای افزایش طول عمر پره ها، خنک کاری می تواند به عنوان یک راهکار اساسی مد نظر قرار گیرد. یکی از روش های خنک کاری، تزریق جریان خنک کن از طریق سوراخ تعبیه شده روی پره می باشد.در این مقاله ، بررسی و تحلیل جریان پیچیده سیال از محفظه احتراق و هوای خنک کاری در پره های نازل توربین یک موتور هوایی خاص، در حالت سه- بعدی در ابعاد واقعی پره انجام می شود. برای این منظور، ابتدا نازل توربین بدون داشتن حفره های خنک کاری تحلیل شده و نتایج آن از نظر توزیع دمایی بررسی خواهد شد؛ سپس، تعبیه حفره های خنک کاری که با استفاده از هوای خنکتر طبقه آخر کمپرسور تغذیه می شوند انجام گرفته و مجدد به منظور بررسی آثار انتقال حرارتی حفره ها و چگونگی چیدمان آنان، تحلیل های بعدی صورت خواهد گرفت

شبیه سازی عددی ، خنک کاری ، توربین هوایی nozzle guide vane، حفره خنک کاری