این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
مهندسی مکانیک امیرکبیر، جلد ۵۱، شماره ۲، صفحات ۳۹۹-۴۱۲
عنوان فارسی تحلیل عددی گذرا یک طبقه کمپرسور تاندم
چکیده فارسی مقاله طراحان توربوماشین همیشه به دنبال کاهش وزن کمپرسورها بوده‌اند و لازمه کاهش وزن علاوه بر بکار بردن مواد مناسب، استفاده از طبقات کمپرسور با نسبت فشار بالا و راندمان مناسب می‌باشد. برای داشتن طبقه‌ای با نسبت فشار بالا درحالی که راندمان حفظ شود، نیاز به کنترل کردن لایه مرزی روی پره می‌باشد. تاندم یکی از روش‌هایی است که می‌تواند لایه مرزی روی پره را درحالی که چرخش پره زیاد باشد، کنترل کند و مانع جدایش شود. در این مقاله یک طبقه تاندم به صورت سه بعدی با استفاده از روش تبدیل زمان به صورت گذرا حل شده است. ابتدا نتایج حل گذرا با پایا مقایسه شده است و نشان داده شده که حل گذرا محدوده عملکرد طبقه تاندم را در دور طراحی حدود 25% و در دور 80% حدود 28% بیشتر پیش‌بینی می‌کند، سپس ساختارهای آیرودینامیکی موجود در جریان مطالعه شده است. این مطالعه در قالب بیان تفاوت حل گذرا با حل پایا صورت گرفته است و در این مطالعه مشاهده شده است که حل گذرا بر خلاف حل پایا گردابه‌ها، جریان نشتی و واماندگی گوشه ریشه‌ی روتور را از قاب بین روتور و استاتور عبور داده و باعث شده که استاتور جریان متفاوتی نسبت به حل پایا داشته باشد.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله کمپرسور، تاندم، گذرا، تبدیل زمان، ساختارهای آیرودینامیکی،
عنوان انگلیسی Transient Numerical Analysis of a Tandem Compressor Stage
چکیده انگلیسی مقاله Minimizing the number of axial flow compressor stages for a specific work output, and thereby lowering the engine size and weight has always been the designer's goal. A major limitation on the pressure rise in a subsonic axial-flow compressor stage is boundary layer separation on the blade suction surface and endwalls, i.e. hub and casing. One method of mitigating the suction surface separation is to employ tandem airfoil blades. The basic concept is that a new boundary layer forms on the second (aft) airfoil, allowing for high overall loading without the large flow separations that would be seen with a single airfoil. The unsteady 3D flow fields in a single-stage compressor with tandem blades under designed conditions are simulated numerically to investigate the stage performance and the aerodynamic interaction between the blade rows. In this work, the Time Transformation method (TT) to stage modeling has been employed to predicting stage compressor performance. In the compressor, Three main aerodynamic structures are responsible for the unsteadiness of the flow: the wakes, the corner stalls and the tip-clearance flows. The study of the aerodynamic structures is the subject of this paper.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله
نویسندگان مقاله رضا شمس الدینی |
دانشجوی دانشکده هوافضای امیرکبیر

ابوالقاسم مسگرپور طوسی |
صنعتی امیرکبیر*دانشکده هوافضا

حمزه اشراقی |
دانشکده هوافضا دانشگاه امیرکبیر

نشانی اینترنتی https://mej.aut.ac.ir/article_1015_3b1802d2832eb99f090127213d05d85e.pdf
فایل مقاله اشکال در دسترسی به فایل - ./files/site1/rds_journals/1252/article-1252-1828322.pdf
کد مقاله (doi)
زبان مقاله منتشر شده fa
موضوعات مقاله منتشر شده
نوع مقاله منتشر شده
برگشت به: صفحه اول پایگاه   |   نسخه مرتبط   |   نشریه مرتبط   |   فهرست نشریات