Turbine Blade Cooling: The Blade Temperature Distribution

Air cooling of high-temperature gas turbines is a standard practice; the air first cools the blading by internal convection and then by external film cooling, after ejection through holes and slots in the blade surface. In some ‘conventional’ analyses of turbine blade cooling, a ‘standard blade’ is invoked, which has a uniform blade temperature equal to the average temperature of the real blade, and estimates are made of the cooling flow required to hold the standard blade temperature to a limit set by material considerations. However, early analytical work by Ainley (for convective cooling of thin-walled blades) showed that both the coolant and blade temperatures should increase along the blade span. The current paper develops Ainley's original analysis to allow for finite blade wall thickness and thermal barrier coatings, film cooling, and variation in the mainstream gas temperature along the span. This new analysis should enable more accurate estimates to be made of cooling air flow requirements.

خنک‌کننده تیغه توربین: توزیع دمای تیغه

خنک سازی هوای توربین‌های گازی دمای بالا یک روش استاندارد است؛ هوا ابتدا با همرفت داخلی و سپس با خنک سازی لایه خارجی، پس از تزریق از طریق حفره‌ها و شکاف‌ها در سطح پره خنک می‌شود. در برخی از تحلیل‌های "متداول" خنک سازی پره توربین، یک "پره استاندارد" استناد شده‌است که دارای دمای پره یکنواخت برابر با میانگین دمای پره واقعی است و تخمین‌ها از جریان خنک سازی مورد نیاز برای نگه داشتن دمای پره استاندارد تا حد تعیین‌شده توسط ملاحظات ماده انجام شده‌است. با این حال، کار تحلیلی اولیه توسط آینلی (برای خنک کاری همرفتی پره‌های با دیواره نازک)نشان داد که هم دمای خنک‌کننده و هم دمای پره باید در طول دهانه پره افزایش یابد. در این مقاله تحلیل اصلی آینیلی برای ضخامت دیواره پره محدود و پوشش‌های سد حرارتی، خنک سازی لایه‌ای و تغییر در دمای جریان اصلی گاز در طول دهانه، توسعه داده شده‌است. این تحلیل جدید باید برآورده‌ای دقیق تری از الزامات جریان هوای خنک‌کننده را ممکن سازد.

ترجمه شده با