چکیده:
در این مقاله توزیع درجه حرارت و تنش حرارتی در پره توربین گازی روستون TB5000 دارای پوشش سد حرارتی شرکت خطوط لوله و مخابرات نفت ایران با استفاده از یک مدل دو بعدی و در مراحل مختلف کاری بررسی شده است. این تحلیل بر پایه به کار بردن آنالیز انتقال حرارت مزدوج و همینطور روش محاسبه تنش حرارتی جداسازی شده میباشد. بر مبنای نتایج بدست آمده مشاهده شد که یک توزیع دمای غیریکنواخت، که اثری مستقیم بر میدان تنش حرارتی دارد، در نقاط مختلف سطح پره توربین ایجاد میشود. بر مبنای این توزیع، مقدار بیشینه دما 1030 بوده و در لبه جلویی رخ میدهد. همچنین در مرحله پایدار حداکثر تنش در لایه اکسید رشد یافته حرارتی ، در وسط سمت مکش، به 75/3 میرسد. در حالی که حداکثر تنش فشاری این لایه در انتهای مرحله خنکسازی، در لبه جلویی، 5/3- است. بنابراین بر اساس توزیع تنش حرارتی بدست آمده میتوان نتیجه گرفت که خطرناکترین نواحی در مراحل پایدار و سرد شدن به ترتیب سمت مکش و لبه جلویی هستند.
خلاصه ماشینی:
ir ارسال: تیر 97 پذیرش: مرداد 97 چکیده در این مقاله توزیع درجه حرارت و تنش حرارتی در پره توربین گازی روستون TB5000 دارای پوشش سد حرارتی شرکت خطوط لوله و مخابرات نفت ایران با استفاده از یک مدل دو بعدی و در مراحل مختلف کاری بررسی شده است.
در این مقاله با به کار بردن یک مدل المان محدود دو بعدی توزیع دما و تنش حرارتی پرههای ردیف اول توربین گازی روستون مدل TB5000، که در شرکت خطوط لوله و مخابرات نفت ایران از آن استفاده میشود، مطالعه خواهد شد.
در شکل 1 مدلی دو بعدی از پره توربین روستون TB5000 دارای پوشش سد حرارتی شامل چهار لایه پوشش سرامیکی بالایی، اکسید رشد یافته حرارتی، پوشش پیوندی و زیرلایه از جنس آلیاژ پایه نیکل، که به عنوان دامنه جامد فرض میشود، نشان داده شده است.
همانطور که پیش از این گفته شد شرایط مرزی روی سطح خارجی پره توربین گازی تحت مطالعه به صورت دما و نیز شار حرارتی که از دامنه سیال محاسبه میشود، تعریف میگردد.
رجوع شود به تصویر صفحه شکل 5 - مقایسه توزیع دمای بیبعد در سطح خارجی پوشش سد حرارتی با دادههای موجود در مقالات مقدار تنش ناشی از بارگذاری حرارتی که در هر مرحله کاری توربین گاز بوجود میآید متفاوت است.
در شکل 8 تنش در لایه اکسید رشد یافته حرارتی در راستای مختصه محلی X، ، در لبه جلویی نشان داده شده است.
Failure analysis of a third stage gas turbine blade, Engineering Failure Analysis, 18(1), 386-393.
Failure analysis of a third stage gas turbine blade, Engineering Failure Analysis, 18(1), 386-393.