مقاله در مورد انتخاب سیستم خنک کاری توربینی گاز

بخشی از مقاله

انتخاب سیستم خنک کاری توربینی گاز

این فصل اساساً توزیع و پخش انتقال جرمی و گرمایی را در کانون توجه قرار می دهده ، از آنجایی که برای خنک کاری اجزای توربو ماشینی به کار می روند ، و خواننده انتظار داد تا با اساس این رشته ها آشنا گردد .
شماری از کتب مفید می تواند در بررسی این اصول توصیه گردد ، همچون :
دینامیک سیالات ، استریتر – تحلیلی از انتقال جرم و حرارت ، اکرت و دراک – اصول انتقال جرم و گرما ، اینکروپا و دویت – کتاب راهنمای انتقال گرما ، هارت نِت و ورُزنا – انتقال جرم و گرمای همرفتی کایز تئوری لایة مرز ( شیلیختینگ و دینامیک و ترمودینامیک ) جریان سیال تراکمی وقتی مرجعی جامع از اطلاعات در دسترس است ، نویسنده توجه خواننده را به چنین مرجعی جلب می کند .

با این وجود وقتی که فرضیه ای انتشار می یابد نوسینده در خلاصه کردن آن تلاش می کند .

فهرست اصلاحات

a : سرعتی صوت
b : بعد خطی در عدد دورانی
A : سطح مرجع ، سطح حلقوی مسیر گازی
Ag : سطح بیرونی ایرفویل

: عدد شناوری
BR و M : نرخ وزش
CP : ظرفیت گرمایی ویژه در فشار ثابت
d : قطر هیدرولیک
e : ارتفاع اغتشاشی گرا
: عدد اکرت
FP : پارامتر جریان برای هوای خنک کاری
g : شتاب جاذبه
G : پارامتر زیری انتقال گرما
: عدد گراشوف

h : ضریب انتقال گرما
ht : ضریب انتقال گرمایی افزایش یافته با اغتشاش گرها
= نرخ شار اندازه حرکت
K : رسانایی گرمایی
Kf : رسانایی گرمایی سیال
L : طول مرجع

M : نرخ جریان جرمی
MC : نرخ جریانخنک کاری
: نرخ وزش
: عدد ماخ
N ، Rpm : سرعت روتور
: عدد ناسلت
: عدد پرانتل
PR : نرخ فشار کمپرسور
PS : فشار استاتیکی
Pt : فشار کل

Ptin : فشار ورودی کل
Q : نرخ انتقال گرما و نرخ انتقال انرژی
: شارگرمایی
P : فاصله اغتشاش گرها
r : موقعیت شعاعی
R : شعاع متوسط ، شعاع مشعل ، مقاومت و ثابت گاز
Ri : شعاع موضعی تیغه
RT : شعاع نوک تیغه
Rh : شعاع توپی تیغه
: عدد رینولدز بر اساس قطر هیدرولیک

: عدد رینوادز بر اساس L

: عدد دورانی
S : فاصله عمودی سطح
St : عدد استانتون
t : زمان
Tc : دمای هوای خنک کننده و همچنین دمای تخلیه کمپرسور
Tf : دمای سطحی لایه
Tg : دمای گاز
Tgin : دمای گاز ورودی
Tm : دمای فلز ، همچنین دما ی لایه ترکیب
Tref : دمای استاتیک محلی
Tu : شدت اغتشاش
: نوسان سرعت محوری محلی
Uin : سرعت گاز ورودی
U,V,W : جریان اصلی یا مؤلفه های سرعت جریان خنک کاری در جهات X ، Y ، Z
W : عرض
: زاویه شیب فواره لایه ای
: زاویه بین فواره لایه و بردارهای جریان اصلی
r : نسبت گرمایی ویژه
: ضریب حجمی انبساط گرمایی و زبری سطح
h : پخشندگی گردابی گرما
m : پخشندگی گردابی اندازه حرکت

: تأثیر انتقال گرما
: بازده گرمایی
: گرانروی مطلق گاز
: دانسیته
6 : محدوده تنش گسیختگی ( شکست )
: فرکانس دورانی

فهرست پارامترها
aw : دیواره آدیاباتیک
b : بالک
C : حنک کن
d : بر اساس قطر لبه حمله ( سیلندر )
f : لایه
hc : ردیف پره داغ
O : کلی
tur : توربینی
W : دیواره
: وضعیت جریان اصلی ( جریان آزاد )

خنک کاری توربین به عنوان یک فن آوری کلیدی برای پیشرفت موتورهای توربینی گازی
عملکرد یک موتور توربینی گازی شدیداً تحت تأثیر دمای ورودی توربینی است و افزایش عملکرد می تواند با ماکزیمم دمای ورودی مجاز توربین حاصل شود . از نقطه توقف ( معیار ) عملکرد، احتراق استوکیومتر یک با دمای ورود توربینی حوالی 2000 درجه سانتی گراد ( 3650 درجه فارنهایت ) ،

یک ترمودینامیک ایده آل خواهد بود، چون کاری صرف تراکم هوای مورد نیاز محصولات رقیق تراکم نمی شود . بنا بر این رویه کنونی صنعت ، دمای ورودی توربینی را به دمای سوخت استوکیومنز یک نزدیکتر می سازد ، به ویژه برای موتورهای نظامی با این وجود دمای مجاز قطعه فلزی برای اغلب آلیاژهای پیشرفته و فرآیند های صنعتی نمی تواند فراتر از محدوده 980-930 درجه سانتی گراد (1800-1700 درجه فارنهایت ) برود .
برای عملکرد مناسب در دماهای گازی بالاتر از این محدوده دمایی ، به سیستم خنک کاری با بازده بالا لازم است .

آوانس در خنک کاری روش مهمی برای رسیدن به دماهای بالاتر در ورودی توربینی و در حقیقت سوق دادن به عملکردی بهبود یافته و بهتر کردن توربین است . انتقال گرما بدین نحو عامل طراحی بسیار مهمی برای تمامی بخشهای یک توربین گازی مدرن به ویژه احتراق کننده ( مشعل ) و بخشهای توربینی می باشد . در شرح طراحی خنک کاری بخش داغ یادآوری این نکته لازم است که طراح توربین به طور مداوم تحت فشار مالی و حد دوام دیگر ملزومات مختلف مربوط به چیدمان داخلی اجزا می باشد . همه اینها به شدت مجموعه ای از طراحی سیستم خنک کاری را تحت تأثیر قرار می دهند .

چالش های خنک کاری برای افزایش مداوم دمای گاز و نسبت فشار کمپرسور .
ارتقاء در موتورهای مدرن توربین گازی با بازده و توان ویژه بالا به مدد افزایش درجه حرارت کارکرد و در مجموع نسبت فشار کمپرسور سنجیده می شود . اغلب موتورهای باسیکل ساده معمول با نسبت های فشار بالاتر و تطبیق یافته با درجات گازی بالاتر می توانند به توان بالاتری برای همان اندازه و وزن و کلاً به راندمان بهتری از سوخت موتور برسند .

موتورها دارای کواپراتور( بهبود دهنده )منفعتی ترمودینامیکی از نسبت فشار بالای کمپرسور نمی برند.
آلیاژهای پیشرفته برای ایرفویل های توربین می توانند به صورت ایمن در داماهای فلزی زیر 980 درجه سانتی گراد ( 1800 درجه فارنهایت ) کار کنند و آلیاژهای مربوط به دیسک ها در دمای 700 درجه سانتی گراد ( 1300 درجه فارنهایت ) کار می کنند .
اما توربین های گازی مدرن در دماهای ورودی کار می کنند که کاملاً بالای این حدود باشند . همچنین تفاوت زیادی در دمای کارکرد توربین های پیشرفته هوایی و توربین های صنعتی می باشد ، که نتیجه تفاوت های بنیادی در عمر مورد نیاز ، وزن و کیفیت سوخت / هوا می باشد .

برای موتورهای هوایی پیشرفته دماهای ورودی نوسانی ( TRIT ) نزدیک به 1650 درجه سانتی گراد ( 3000 درجه فارنهایت ) و نسبتهای فشار کمپرسور حدود 40:1 یک واقعیت می باشند .
یک توان ویژه بالا که در ابتدا برای این نوع موتور قابل رویت می باشد معمولاً در یک راندمان بالا بدست می آید .
چنین وضعیتهای سخت عملکردی به طور ذاتی بازدیدهای متناوب و سنجش موتور را به طور مداوم نیاز دارند . برای موتورهای صنعتی مهم ترین نیاز ، طولانی بودن دوره حد دوام ، بدون بازدیدهای متناوب و تعمیرات کلی سیستم ها می باشد .
از اجزای اصلی توربینی صنعتی معمولاً انتظار می رود که حداقل 30000 ساعت بین تعمیرات کلی سیستم ها را با پنانسیلی که آن را قابل تعمیر در نظر بگیرد و عمر موتور را به 100000 ساعت افزایش دهد ، کار کنند .
این تشبیهی است به قطعه توربینی هوایی که فقط چند هزار ساعت عمر می کند . این عامل از آنجایی که نیاز معمول فشار تخلیه کمپرسور ، پایین بودن فشار ذخیره سوخت لوله گاز می باشد ، منجر به یک دمای متوسط ورودی توربینی با نوسان بالا می باشد .
محدوده TRIT برای یک توربین گازی صنعتی مدرن در دامنه 1370-1260 درجه سانتی گراد ( 2500-2300 در جه فارنهایت ) بنیان شده است .

شکل (1) سر گذشت افزایش مداوم TRIT و نسبتهای فشار کمپرسور را توضیح می دهد . این روند افزایش دما در عملکرد درجه حرارت های گازی نتیجه می شود و به طور چشمگیری از محدودیت های موتور نیاز دارد . خصوصاً اینکه افزایش محیط زیست را در معرض درجه حرارت بالا قرار می دهد . در ارتباط با هوای خنک ناشی از تخلیه کمپرسور و در برخی موارد بخش های میانی کمپرسور ، روش قدیمی برای خنک کاری اجزای توربینی می باشد .

بعد از انجام خنک کاری ، این هوا به سمت جریان اصلی تخلیه می شود . هوای خنک کاری تخلیه شده در هر مرحله خنک کاری خاص ، قبل از اینکه به سرعت جریان اصلی شتاب داده شود ، عملاً نمی تواند کاری در این مرحله انجام دهد ، که تلفات زیادی را در عملکرد منجر می شود .

به طور خلاصه مزایای سیستم خنک کاری هوای باز شامل یک خنک کاری موثر با نسبت کم می شود ، تلفات زیاد کار مورد نیاز برای خنک کاری هوای متراکم و تلفات ترکیبی که بازده آیرودینامیکی توربین را کاهش می دهد .
مزیت اصلی سیستم خنک کاری هوای باز این است که به طور معمول به خاطر سادگی اش برای توربین های گازی با سیستم خنک کاری سیکل بسته مقایسه شده است .
با نسبت های فشار هوای متراکم برای موتورهای هوایی مدرن فراتراز 30:1 می رود و به 40:1 می رسد. دمای هوای تخلیه کمپرسور نزدیک به 650 درجه سانتی گراد (( 1200 درجه سانتی گراد )) می شود .
تفاوت چشمگیری را در هوای استفاده شده برای خنک کاری دیسک های توربینی ، استاتورها و حوالی آخرین طبقات روتور کمپرسور بوجود می آورد .
به حساب اینکه توانایی ماده برای این اجزا به حدود 700 درجه سانتی گراد ( 1300 درجه فارنهایت ) محدود شده باشد .
کاربرد هوا با دمای پایین تر از طبقات میانی کمپرسور می تواند سودآور باشد به شرطی این هوا اختلاف فشار کافی یی با فشار خارجی قطعه خنک کاری شده داشته باشد . در برخی موارد دمای هوای تخلیه می تواند در مبدل حرارتی خروجی کاهش یابد ، به طور مثال بکارگیری مدار خنک کاری یک میان بر هوا با درجه حرارت کم در موتورهای هوایی یا آبی سیکل ترکیبی توربین های صنعتی می باشد .

یک سیستم خنک کاری بسته که در آن خنک کن به طور مداوم در یک حلقه بسته می چرخد به کارگیری سیستم های سیکل بسته دارای خنک کن های فلز مایع به جهت وسعت کاربرد شان شناخته شده اند .
یک سیستم خنک کاری سیکل بسته بخار که طی دهه های گذشته آزمایش شده است به خاطر کار سنگین توربین های گازی صنعتی دوباره مشهور شده است . به خصوص نسل ماشین های تولید توان سیکل ترکیبی .

پیشرفت های فن آوری خنک کاری شیوه مهمی همراه با پیشرفت مواد دارای درجه حرارت بالا می باشند که رسیدن به دماهای ورودی بالاتر توربین را میسر می سازد .
سیستم های خنک کاری یی که طراحی شده اند اطمینان می دهند که دمای ماکزیمم و گرادیان دمای قطعه آزمایش شده اند .
در طول عملکرد موتور با محدودیت های تنش ماکزیمم وضع شده به وسیله عمر عملکرد مشخص شده قطعه سازگار شده اند . طراحی سیستم خنک کاری و فرآیند توسعه ، روشهای تحلیلی به اثبات رسیده و تجهیزات آزمایش پیشرفته همچنان مواد و تکنیک های تولید ، به تجربه طراحی جدیدی نیاز دارند . اطمینانی در پیش بینی دماهای قطعه توربینی بنا شده است که عمر و عملکرد موتور را تحت تأثیر قرار می دهد . چالش اصلی در رسیدن به بازده بالای توربینی به حداقل رساندن نرخ جریان هوای خنک کاری توربینی با بهترین بهره برداری از پتانسیل خنک کاری اش جهت تدارکات دمای مورد نیاز قطعه می باشد .
یک عامل مهم که باید به آن توجه شود ، به ویژه در محیط صنعتی ، کیفیت سوخت/هوا است که باعث فرسایش لایه هایی است که اجزاء بخش داغ حفاظت می کنند .
همچنین عملکرد در چنین محیطی ، به مجاری خنک کاری بزرگتری برای جلوگیری از انسداد شان نیاز دارد .

اجزای اصلی توبین گازی که معمولاً به خنک کاری نیاز دارند شامل :
مرحله 1 و مرحله 2 پره های نازل
مرحله 1 تیغه ها
ساختار تکیه گاه برای نازل ها و پوشش های نوک ( جعبه نازل ، دیافراگرام ها )
مجموعه دیسک / روتور توربینی
خطوط محترق
علاوه بر تقلیل دمای قطعه نقش مهم دیگر برای سیتم خنک کاری کنترل فعال بودن یا غیر فعال بودن موقعیت نسبی بین روتور و استاتور و خطر لقی پره توربین است .

تکنیک های رایج خنک کاری
اغلب تکنیک های رایج خنک کاری به دلایل شرح داده شده بر اساس کاربرد وزش هوای تخلیه ای کمپرسور یا طبقات میانی بنا شده است .
شکل2 بخش ذاغی از یک توربین کامل را با عناصر اصلی توربین و سیستم خنک کاری مشعل توضیح می دهد .
عرضه جریان پایین دست هوای خنک توربین از شعله از تنزل کیفیت عملکرد توربین حاصل می شود چونکه کار کمتری از هوای خنک کاری متراکم استخراج شده است .
در عین حال مقدار کاهش یافته هوای موجود برای شعله ، سرمایش خطی و کنترل انتشار را مشکل تر می سازد که این چالش مهمی را برای طراح سیستم خنک کاری مطرح می سازد :
انتخاب سیستمی که مقدار کمی از هوای سرمایش را برای رسیدن به دمای فلزی مورد نظر اجزای توربین و محصولات را نیاز دارد .
اثر کوچکتر منفی بر پایداری ، عملکرد ، وزن ، انتشار ،

هزینه و پیچیدگی ساخت می باشد .
خارج از این ویژگی های مهم موتور ، کاهش وزن ملاک طراحی مهمی برای موتورهای صنعتی هستند . و دوام طولانی مدت وکاهش انتشار معمولاً اهداف مهمی برای موتورهای صنعتی هستند .
مرحله 1 پره نازل در دمای بالاتر سیکل گازی کار می کند و پره ها ترکیبی از دمای بالا و بارهای گریز از مرکز را تجربه می کنند .
به تناسب آنکه آنان خنک می شوند وظایف سخت تری در طراحی سیستم خنک کاری توربین بوجود می آید .

شکل 2

بارهای حرارتی معمول برای پره ها شرایط مرزی گرمایی سطوح خارجی ، می تواند در یک شکل ساده بوجود آید ، از آنجایی که ترکیب ضرایب انتقال حرارت محلی در ارتباط با دمای گاز ورودی روتور توربین ( TRIT ) است ، سرمایش ایرفویل داخلی جهت شمارش تعادلی بارهای گرمایی براساس حفظ دمای فلزی در یک مرحله قابل قبول ترتیب یافته است .
شماری از تکنیک های خنک کاری پیچیده ( شکل 3 ) بوجود آمده اند تا دمای گازی حدود 540 درجه سانتی گراد ( 1000 درجه فارنهایت ) بالای محدوده دمای ماده باشد . این تکنیک های خنک کاری در سه دسته طبقه بندی می شوند :
1- خنک کاری داخلی به صورت همرفتی ، جایی که خنک کاری فقط بوسیله همرفتی انجام شده است . ( بدون فراهم کردن اثر سرمایش بوسیله هوای مصرف شده ) . این دسته می توانند به شش زیر مجموعه تقسیم شوند .

شکل 3

(a ) مجاری صاف
(b ) گذرگاه داخلی اضافه شده به همراه شیارهای طولی
( C ) مجاری به همراه شیارهای عمودی و زاویه دار ( ورقه های لغزنده )
( d ) مجاری افزوده شده به وسیله پایه ها یا فین های سوزنی شکل
( e ) خنک کاری تصادمی فواره ای به وسیله جریان عرضی یا بدون آن
( f ) جریان گردابی خنک کن .

2- خنک کاری لایه ای خارجی ، که در آن خنک کن یک لایه حفاظتی را بر روی سطح قطعه تشکیل می دهد .
در اغلب موارد این نوع خنک کاری با کنوکسیون داخلی پیوند داده می شود ، و برای حفظ لایه ، هوای خنک کاری صرف شده را مصرف می کند .

به این نکته توجه کنید که لایه خنک کاری مشهور است .

3- خنک کاری تعرقی که در آن خنک کن به دیواره اسفنجی سطح ایرفویل نفوذ می کند و بسیار پر بازده است .
اما به علت اندازه کوچک منافذ و مسایل دیگر محدودیت های زیادی دارند . همچنین تلفات آیرودینامیکی ناشی از پاشش عمودی هوای خنک کاری کم سرعت به سوی لایه مرزی جریان اصلی می تواند زیاد باشد .
با این حال وقتی که این تکنیک برای خطوط احتراق کننده به صورت خنک کاری ریزشی با صرف مقدار زیادی از هوای خنک کاری به کاربرده می شود ، محدودیت های نامبرده مناسب نیست ، چونکه هوا می تواند در سوراخهای نسبتاً بزرگ پس از آن ، با یک جریان اصلی نسبتاً کم سرعتی ترکیب شود .

خنک کاری
چالش عمده در توسعه و پیشرفت یک سیستم خنک کاری ، نگهداری دمای گاز ورودی توربینی در تنش موجود و نیازهای زندگی برای مصرف مقدار کمی از هوای خنک کاری است .
اثر خنک کاری که به صورت ( Tc – Tg ) / ( Tm – Tg ) = تعریف شده ، معیار مهمی است . وقتی که روشهای مختلف خنک کاری ، در نظر گرفته شده اند . در یک اختلاف میان دمای گاز

محلی ( موضعی ) Tg و دمای هوای خنک کاری Tc ، راندمان خنک کاری مورد نیاز نسبت مستقیمی با اختلاف دمای میان Tg و دمای فلزی ماکزیمم ترکیب Tm دارد .
پیچیدگی های کارآیی خنک کاری معمولاً به عنوان رابطه های تجربی با جریان های خنک کاری نمایان شده اند . بیشترین روال معمول به کارگیری پارامتر جریان Acp / Mchc = FP می باشد .
شکل 4 اثر ترکیبات مختلف روشهای خنک کاری پره را مقایسه می کند . کارآیی خنک کاری سنتی به صورت کنوکسیونی معمولاًTRIT را به 1120درجه سانتی گراد (2050 درجه فارنهایت) محدود می کند .
خنک کاری تصادمی لبه حمله یک پره توربین ، کارآیی را بهبود بخشیده و به TRIT اجازه می دهد تا به ( ) افزایش یابد . بیشتر پیشرفتهای اخیر در خنک کاری لبه حمله که بر اساس جریان هوای خنک کاری گردابی در مجرای پره می باشد ، انتظار می رود تا این حد به ( ) افزایش یابد .
افزایش بیشتر در TRIT ترکیبی از کنوکسیون ، تصادم ( برخورد ) و خنک کاری لایه ای را نیاز دارد ، که دانش موجود ، دمای ورودی توربین را برای توربین های صنعتی تا ( ) و برای موتورهای هوایی پیشرفته ( ) موجب می شود .
کنوکسیون داخلی و خنک کاری لایه یا ترکیبی از آن دو بیشتر فن آوری هایی هستند که برای خنک کاری ایرفویل توربینی به کار می روند .
خنک کاری کنوکسیون داخلی ایرفویل که یک پایه علمی رایج را با مبدل های حرارتی سهیم می

باشد و به طور کلی مطالعه شده است که قادر به پیش بینی تحلیلی دقیقی به طور نسبی می باشد . مقداری از اطلاعات طراحی برای این گروه خنک کاری در برخی از آثار دیده می شود . خواننده مقداری از جزئیات و راهنمایی های طراحی را برای کاربردهای ویژه خنک کاری داخلی در بخش هایی از این فصل که از آن تبعیت می کند ، خواهد یافت .

علی رغم پیشرفتها و ساخت داخواهش و ملاحظه های مربوط به هزینه ، خنک کاری داخلی برای گام اول عملکرد ایرفویل های توربینی در موتورهای مدرن با دمای بالا وقتی که دماهای گاز محلی از محدودیت دمایی - ( - ) فراتر می رود ، معمولاً کفایت نمی کند .

خنک کاری داخلی نمی تواند کاهش دمای فلزی را که می تواند با خنک کاری لایه ای پیشرفته بدست آید ، فراهم کند ؛ که آن ترکیبی از خنک کاری لایه و خنک کاری داخلی را برای رسیدن به اثر خنک کاری مورد نیاز بوجود می آورد .
دقت بر کارایی عمر دماهای فلزی مجاز قطعه ، یک کارآیی خنک کاری بالاتر قطعات مشابه ( نازل ، پره ، etc ) توربین های صنعتی با عمر بالات که با موتورهای هوایی ر مقایسه شده را نیاز دارد ، که به آسانی می تواند ثابت کند که یک تکنیک خنک کاری وقتی که افزایش زیاد جریان خنک کاری ، سود کمی را در کارایی خنک کاری حاصل کند ، فاقد کارآیی لازم است . اختلاف دمای مشخص بین دمای فلزی قطعه خنک شده و گاز داغ با یک کارایی حتمی خنک کاری مورد نیازی که می تواند برای هر تکنیک خنک کاری در جریان خنک کاری مجاز به آن برسد ، مطابقت می کند .
به وسیله مراحل هوای خنک کاری به طور کلی فشارهای موجود در توربین ها و افزایش مداوم دمای هوا در هنگام تخلیه از کمپرسور فراهم می شود و وقتی که خنک کاری ایرفویل ها به صورت کنوکسیونی صورت پذیرد ، در حالی که فراتر از یک کارآیی خنک کاری میانگین مرحله 5/0 باشد ،

کاری دشوار می گردد . این مرحله نشان می دهد که دمای قطعه فلزی نیمه راه بین هوای خنک کاری و دمای گازی است . همچنین به این معنی است که افزایش دمای گازی ( ) پیامد افزایش دمای فلزی قطعه خنک کاری شده تا حوالی ( ) خواهد بود ، که عمر این قطعه را به صورت تقریبی تا نیمه تمام می کند .
همچنین با مراحل بالای راندمان خنک کاری کنوکسیونی ، گرادیان دمای فلز قطعه برای زیاد شدن مستعد و بنا بر این مسایل مربوط به تنش گرمایی محلی ( موضعی ) را موجب می شود .
وقتی که ترکیبی از دمای گاز توربین ، دمای خنک کن و دمای مجاز فلزی به مرحله کارآیی بالاتری نایز دارد ، معمولاً خنک کاری لایه به کاربرده می شود . هر چند که هوای خنک کاری لایه عمدتاً به عنوان سپری برای حفاظت سطح ایرفویل در مقابل گاز داغ به کار برده می شود .

همچنین خنک کاری کنوکسیونی مهمی را در داخل سوراخهای تخلیه لایه شکل می دهد .
بیشترین سیستم مؤثر ترکیبی از کنوکسیون داخلی و خنک کاری لایه خارجی می باشد .
در یک موقعیت ایده آل که در آن خنک کاری لایه به خنک کاری تعرقی نزدیک می شود ، دمای هوای منبع خنک کاری لایه ممکن است به دمای فلزی مورد نظر نزدیک شود .
راندمان خنک کاری در این مورد می تواند به 1 نزدیک شود .
هر چند که جریان خنک کاری بزرگی را نیاز دارد و ردیف های چندگانه سوراخهای لایه به پوشش لایه ای کاملی از قطعه بدون تنزل کارآیی خنک کاری لایه ای میان سوراخها می رسد .

پنالتی خنک کاری
برای یک توربین صنعتی پیشرفته ، نیازهای جریان خنک کاری در حدود 25-20 درصد جریان تراکمی کلی است . این کمیت بزرگ هوا عامل اتلاف فراوان عملکرد چرخه موتور است و سه اثر داد که مستعد است .
بهبود عملکرد دمای بالای بالای ورودی توربین را به طور جزیی به چندین بخش تقسیم

کند . اول اینکه هوای مصرفی جهت انجام خنک کاری ، به توربین در دمای کمتری وارد می شود که دمای جریان پایین دست گاز احتراق کننده را می کاهد ، بنابر این به یک توان مشخص می رسد . موتور باید در دمای بالاتر ورودی توربین نسبت به موتوری که خنک کاری نشده است کار کند .
دوم اینکه هوای خنک کاری از احتراق کننده عبور می کند که متعاقباً به چالش های بیشتریمنجر می شود تا جایی که

گسیل را کنترل و توزیع دمای دلخواه در خروجی احتراق کننده ( مشعل ) را فراهم می کند .
سوم با تلفات آیرودینامیک وقتی که هوای خنک کاری دوباره مطرح شده است و با جریان گاز اصلی با سرعت بالاتر ترکیب شده است ، مرتبط شده است .
اتلاف آیرودینامیکی اغلب اتلاف ترکیب نامیده می شود که بوسیله پاشش خنک کن به سمت یک مجرای ایرفویل توربین و ترکیب پس از آن با جریان اصلی بوجود آمده است ، که عموماً در دوره های کاهش یا اتلاف فشار کل جریان اصلی گزارش شده است .

بنابر این باید مراحل پرتوان به حداقل مقدار هر دو یعنی هم کمیت هوای خنک کاری مصرفی و تلفات مرتبط با مصرفش برسند ، به منظور اینکه به حداکثر منافع حاصل از دمای بالای چرخه تئل آیند ، که می تواند ممانعت جدی بر درجه آزادی با طراحی خنک کاری یی که شکل گرفته باشد
عدم توجه به اینکه چه مدلی از تکنیک خنک کاری استفاده شده است ؛ داخلی یا از میان لبه فرارش تخلیه شده است . به این دلیل وقتی که تکنیک خنک کاری لایه به کار برده می شود تلاش می گردد تا هوای خنک کننده برای برخی خنک کاری های کنوکسیونی در طول کانالهای منافذ تخلیه لایه سودمند واقع شود .

دو حقیقت اصلی با کاهش پنالتی مرتبط است که باید در حین طراحی خنک کاری داخلی ایرفویل در نظر گرفته شوند :
اثر رقت دمای جریان اصلی را با بهره برداری از پتانسیل حداکثر خنک کاری راخلی و تخلیه هوای مصرفی که نزدیک به دمای فلزی مجاز است کاهش دهید .
2- افت فشار حداقل در مجاری خنک کاری داخلی ایرفویل قادر به تخلیه هوای خنک کاری مصرفی بر روی سمت فشاری جریان بالا دست ایرفویل یا سراسر لبه فرار در یک سرعتی که سرعت جریان اصلی را جفت و جور می کند می باشد و کاهش تلفات آیرودینامیکی و عملکرد اصلاح شده توربینی را سبب می شود

.
طراحی ها برای وقتی که خنک کاری داخلی برای لبه حمله به کار برده می شود . که معمولاً بالاترین بخش باردار گرمایی یک ایرفویل است خود را سازش می دهند .
خنک کاری داخلی لبه های حمله تیغه معمولاً برای دماهای ورودی بالا به علت کمی هزینه ساخت و حذف تمرکز تنش نسبت به خنک کاری لایه ترجیح داده می شوند .
بیشتر تکنیک های خنک کاری داخلی موثر بر اساس خنک کاری گردابی یا خنک کاری تصادمی برای این ناحیه از ایرفویل مورد نیازند .
این روشها نوعاً افت فشار بزرگتری از هوای خنک کاری نیاز دارند و هوا باید در مکان های کمتری برای آیرودینامیکی در طرف مکش یا در لبه فرار ایرفویل در سرعت کمتری نسبت به جریان اصلی تخلیه شود .

تا حدودی اطلاعات محدود در مقالات علمی در ارتباط با کارآیی خنک کاری لایه بر تلفات آیرودینامیکی یافت می شوند ، خصوصاً برای جریان ایرفویل توربین که بوسیله گرادیان های فشار بالا و ردیف های چند گانه ای از تزریق مشخص شده است ،
شکل 5 و 6 چکیده فرضیه ] 9 و 8 [ را نشان می دهد که برای جریان های خنک کاری عادی و پنالتی مرتبط با مکان های مختلف تخلیه خنک کاری در سراسر یک پره نازل و یک پره توربین را نتیجه می دهد . این فرضیه به طور واضح یک نیروی نسبتاً کوچک هوای تخلیه شده در نقاط کم عددماخ جریان اصلی همانند نقطه سکون یا بخش بزرگی از سوی فشاری را توضیح می دهد .
با وجود این یک اثر نا مطلوب خیلی قوی می تواند در نقاط بالای عدد ماخ جریان اصلی همچون طرف مکش به خصوص نزدیکتر به گلو گاه مجرا مشاهده شود .

یک رفتار تحلیلی برای اتلاف ترکیبی ناشی از وزش لایه ، بر اساس این فرض است که خنک کن تزریق شده با جریان اصلی ترکیب می شود تا باقی ماندن در لایه مرزی ، که بوسیله هارتسل ] 10 [ توصیه شده است .
معادله اتلاف فشار کل بعدی به طرز ساده عبارت است از :

که در آن : فشار ورودی کل می باشد .
/ خنک کنی برای نسبت جریان جرمی جریان اصلی کل می باشد .
زاوئیه تزریق می باشد .
اتلاف فشار کل جریان اصلی ناشی از کاهش تزریق با کاهش زاویه تزریق مستقیماً با مربع عدد ماخ جریان اصلی متناسب است و به شدت تحت تأثیر نرخ وزش می باشد ، وقتی که کاهش زاویه تزریق و کارآیی خنک کن به نسبت دمای جریان اصلی / Tc برای نسبت های دمای بالاتر و برای نسبت های پایین تر به صورت واضح تر کمتر اعلام شده اند . فرضیه تجربی محدود ، این پیش بینی اتلافی را تا جایی اثبات شده با نتایج آزمایشی است ، را نشان می دهد .

و قطعی این روش این است که راهنمای قاطعی را در ارتباط با مکان مطلوب منافذ خنک کاری لایه بدست می دهد . واضح است که خنک کاری لایه ای نزدیک به نقطه سکون و بر سطح فشاری ایرفویل ها ( جایی که اعداد ماخ پایین هستند ) تلفات فشاری کلی کوچکی و خنک کاری لایه ای بر سمت مشکی نزدیک گلوگاه ( جایی که اعداد ماخ بالا می باشد . ) تلفات فشاری کلی بالایی را بدست خواهند داد .

اغلب بحث شده است که پرش لبه فرار جریان کن ممکن است تلفات آیرودینامیکی را با پرکردن در اثر کاهش دهد . چندین تحقیق اثر مثیتی از تخلیه خنک کاری به سمت بلند شدگی لبه فرار را نشان داده ، به ویژه وقتی که مقدار زیادی از جریان خنک کاری شاری با مومنتوم بالا تخلیه شده باشد .
هر چند که به علت ساخت و مسائل مربوط به هزینه ایرفویل های پیشرفته بر اساس هوای تخلیه شده بر روی جریان بالا دست سمت فشاری لبه فرار طراحی شده اند .
دقت زیاد در چند سال گذشته به پنالتی های مرتبط با خنک کاری لایه ای دیواره انتهایی تمرکز یافته است . تعدادی از مطالعات نشان داده اند وقتی که لایه ، جریان بالا دست سطح سکون ایرفویلها معرفی شده است ، ممکن است تشکیل جریان ثانویه را همچون یک فعال ورتکس ( گردشار ) در اتصال میان یک ایرفویل و دیواره انتهایی کنترل (( جزئیات بیشتر درباره خنک کاری دیواره انتهایی و کنترل جریان ثانویه در بخش دیگر بحث می شود

.
همچنین یک نقش مهم در پنالتی های خنک کاری با هوای خنک کاری بوجود می آید که دیسک های توربینی و حفره های دیسکی ضربه گیر را پس از دخول داغ خنک می سازد .
روند تخلیه این هوا به سمت جریان اصلی می تواند بر تلفات عملکرد بسیار اثر گذار باشد ، اخیراً مطالعه ای جامع نشان داده که بیشترین جای مفید برای تخلیه کند که نزدیک به زیر دمای محلی سطح فلز باشد .
تلفات ترکیبی را به وسیله قرار دادن بردارهای نزدیک به هم ، بین جریان اصلی و جریان های خنک کاری تخلیه شده به کمترین مقدار برسانید .
- از تخلیه لایه روی سمت مکشی یک یک ایرفویل در اطراف لایه مرزی پرهیز کنید .
- حداکثر تلاش خود را در جلوگیری از تخلیه جریان خنک کاری سمت مکش یک ایرفویل در حوالی جریان بالا دست گلوگاه به خصوص جریان پایین دست گلوگاه به کارگیرد .
- تلفات فشاری در مجاری خنک کاری داخلی را کاهش دهید تا فشار کل در جریان خنک کاری حفظ کنید .
- مکانیزم گردابی را برای سیستم خنک کاری پره جهت کم کردن دمای نسبی خنک کن و کاهش تلفات اصطکاکی دیسک به کار ببرید .

ترکیب خنک کاری با پوشش های محافظ گرمایی
استفاده از پوشش های گرمایی ( TBC ) کمک بزرگی را در کاهش بار گرمایی روی آلیاژ ایرفویل می کند ، خصوصاً برای ایرفویلهایی که به صورت داخلی خنک کاری شده اند .
ایرفویلها به استثنا تحت پوشش حفاظت گرمایی با یک رویه معمول لایه نازکی از یک ماده عایق بندی شده با دمای بالا ساخته شده اند .
ماده TBC معمولاً می تواند در مقابل دماهای خیلی زیاد مقاومت کند و هدایت گرمایی را در حدود یک دهم آلیاژهای عالی معمول داشته باشد .

در نتیجه مقاومت گرمایی اضافه شده ، ایرفویلهای پوشیده شده با این رویه می توانند با هوای خنک کاری کمتری در یک دمای گازی داده شده کار کنند یا بطور معکوس می تواند دماهای گازی بالاتری را در یک مرحله جریان خنک کاری نسبت به ایرفویلهایی که پوشیده نشده اند تحمل کنند . کاملاً واضح است که TBC به کار برده شده بر سطح خارجی نمی تواند ماده ایرفویل را از دمای بالا بدون کاربرد خنک کاری روی سطح داخلی حفظ کند .
طراحی ایرفویلهای خنک کاری شده با پوشش های محافظ حرارتی مسائل مهمی را موجب می شود .

حتی وقتی که صیقلی اند ماده به طور ذاتی دارای زبری و در متیجه افزایش اصطکاک پوسته و هو افزایش ضرایب انتقال حرارت می باشد .
همچنین کاربرد یک لایه پوششی محافظ گرمایی در لبه های فرار ضخیم تر ، پنالتی های آیرودینامیکی مرتبط با آن را در ضریب انتقال حرارت داخلی و دمای خنک کن ، گرادیان دمای عبوری از ضخامت پوشش و ضریب انتقال حرارت خارجی موجب می شود .
کمک بزرگتر کاربرد TBC یا گرادیان دمای بالاتر سر تا سر پوشش می تواند در محیطی که اختلاف دمای زیادی میان گاز داغ و هوای خنک کاری ترکیب شده با ضرایب انتقال حرارت بالا ، بر هر دو جهت بدست آید .
این محیط اغلب در برخی نواحی مشخص ایرفویل ها ، دیواره های انتهایی و خطوط احتراق کننده ( مشعلی ) ای که بوسیله کنوکسیون خنک شده اند ، می باشد . مسأله مهم تر تأثیر استفاده از پوشش های حفاظت گرمایی ريال عمرشان می باشد که به وسیله شکنندگی و پوسته پوسته شدن شان به علت انبساط حرارتی دیفرانسیلی یی می باشد که با اساس ماده ایرفویل مرتبط است .
پیشرفتهای اخیر در مواد برای TBC و تکنیک های کاربردی اصلاح شده پوشش به طور چشمگیری عمرشان را زیاد کرده است ، که این محافظه کاری کمتری در پیش بینی عمر نازل های پوشش دارو پره ها شامل مقاومت گرمایی پوشش در تحلیل دمای قطعه را در نظر می گیرد .
مجموعه ضخامت پوششی برای پره ها همچنین باید این واقعیت را در نظر بگیرد که مقاومت پوششی مربوط به آلیاژ پایه کم است که سبب تنش های ( گریز از مرکز ) داخلی افزایش یافته در ماده پره می گردد.طراحی ایرفویلها با پوشش های محافظ گرمایی باید به طور آشکار تمام این عوامل را بسنجد

فرآیند توسعه خنک کاری ایرفویل
شکل 7 یک فرآیند توسعه معمول برای خنک کاری ایرفویل را نشان می دهد . نقطه آغازین برای طراحی سیستم خنک کاری ایرفویل نیازهای عمر قطعه را مشخص می کند که یک محدوده دمای فلزی قابل پذیرش را تعیین می کند . دما فلزی محلی ایرفویل عمدتاً به کمک ترکیبی از سه عامل به حرکت در می آید .
1- بازگرمایی خارجی به طرف سطح گاز جریان اصلی بوسیله کنوکسیون در سراسر لایه مرزی یا سراسر یک لایه خنک کاری لایه ای ( وقتی که هوای خنک کاری در سراسر سوراخهای لایه تخلیه شده است . )
2- خنک کاری کنوکسیونی داخلی بخش به وسیله هوای خنک کاری
3- هدایت گرمایی و غوطه وری گرمایی درون قطعه .
یک طراحی مقدماتی آیرودینامیکی توربین ، هندسه ایرفویل را تدارک می بیند ، جریانهای هوای خنک کاری را تخمین می زند و فشار ، دما و سرعت های جریان اصلی را تعیین می کند .
تجارب گذشته برای فرضیات صحیح در تحلیل و مجموعه مفهومی خنک کاری مهم می باشد .
پیشرفتهای اخیر در کامپیوتر بر اساس روشهای تحلیلی ، به ویژه در گرافیک کامپیوتر می باشد که ابزار پیشرفته ای را برای مصارف معمول مهندسی همچون داده های سه بعدی برای مدلسازی جامد ، سیال ، انتقال گرما و تحلیل های مکانیکی فراهم می سازد .
مدلسازی جامد نمایش گرافیکی مبسوطی از هندسه پیچیده تر قطعه را نشان می دهد .

محسبه ضرایب انتقال حرارت محلی قطعه بر اساس شرایط مرزی تعریف شده اطراف سطوح داخلی و خارجی ایرفویل می باشد . وجود کدهای تخمینی دینامیک سیال برای جریان اصلی ( اغلب به حالت سه بعدی ) ، رابطه ها و کدهای سیال ( اغلب یک بعدی یا سه بعدی ) برای جریانهای داخلی در مجاری خنک کاری ، این شرایط مرزی را تشکیل می دهد .
تحلیل های گرمایی پیوسته ایرفویل که به طور معمول شکل گرفته است ، مفروضات ، انتقال گرما ، خواص فیزیکی آلیاژو پارامترهای ترمودینامیکی جریان اصلی و جریان خنک کاری را ترکیب می کند تا زمانی که دمای فلزی مورد نیاز ارضا کننده باشد .

اثرات اغتشاش جریان آزاد ، جریان ثانویه و چرخش ( برای پره ها ) برای نتایج پربار تحلیل های گرمایی مهم است .
پروفیل دمای شعاعی موردانتظار جریان اصلی ، به عنوان داده ورودی جهت تحلیل پره توربین به کار برده می شود . دمای حداکثر محیطی (( نقطه داغ )) در یک عامل دمای محترق کننده غیر یکنواخت به عنوان شرایط مرزی برای پیش بینی دمای پره نازل به کار برده شده است . دماهای پیش بینی شده تحلیلی ایرفویل در مدل جامد کامپیوتری درونیابی و به عنوان داده ای برای تحلیل های مکانیکی به کار برده شده اند .
پس از گذشت 4 دهه از پیشرفت آنالیز عددی و مطالعات توربو ماشینی ، بیان تکنیک های تحلیلی صنعتی در فراهم آوردن یک پیش بینی عمر دقیق برای اجزاء محدود شده است . بنا بر این اندازه گیری تجربی و تصدیق تحلیل ها نقش مهمی در توسعه چرخه محسوب می شوند . تصدیق تجربی تحلیل ها بعد از اینکه تیم طراحی از نظر مفهوم و پیش بینی تحلیل متعاقد شد ، شکل می گیرد . بخش روی خنک کاری مشعل ( عامل احتراق ) اجزای اصلی تصدیق تجربی را توصیف می کند .

شرح گرمای اصلی و پارامترهای تشبیهی انتقال جرم
سه اثر انتقال گرمایی وقتی که اجزای توربین تحلیل می شوند ، باید در نظر گرفته شوند :
1- انتقال گرما با هدایت ( رسانایی )
2- انتقال گرما با همرفت ( کنوکسیون )
3- انتقال گرما با تابش

انتقال گرمای تابشی معمولاً در پیش بینی تحلیلی خط احتراقی و پره های نازل مرحله 1 در مواجه با خط احتراق ( مشعل ) مهم است ، که معمولاً انتقال گرمای مزدوج در قطعه توربین نامیده می شود .
برای مثال یک پره توربین خنک کاری شده شامل ترکیبی از انتقال گرمای خارجی به صورت همرفتی از گاز داغ به پره ها ، رسانایی در امتداد دیواره پره توخالی ، انتقال گرمای داخلی به صورت کنوکسیونی از پره به سمت هوای خنک کاری و تابش شعله ای ممکن به خوبی انتقال گرمای تابشی از دیواره ها با دمای بالا

بر هم کنش انتقال جرم – گرما در لایه مرزی ایرفویل

انتقال گرما در یک سیال در حین رسانایی به خوبی ادوکسیون می تواند هنگام حرکت سیال رخ دهد . ( استفاده از مرحله همرفتی وقتی که به انتقال افزاینده با حرکت بدون ترتیب مولکولها اشاره می شود و مرحله ادوکسین وقتی که به انتقال ناشی از حرکت سیال بالک اشاره می گردد . از ادوکسیون ترکیبی انتقال گرمای کل و رسانایی در میانه حرکت معمولاً به عنوان انتقال گرمای کنوکسیونی یاد می گردد .
انتقال جرم و گرما که تخصص سرعت و دما را شرح می دهند دو زوج بسیار نزدیک و دو عمل متقابلی هستند که بر یکدیگر تأثیر گذارند . کنوکسیون اعمال شده نقش بسیار مهمی را برای اغلب قطعات توربین در مقایسه با کنوکسیون طبیعی بازی می کند .
عناصر مهم در انتقال حرارت خارجی از گاز داغ به سمت دیواره یک پره ، توسعه لایه مرزی بر سطح و دمای کلی جریان آزادی می باشد . لایه های مرزی که به عنوان یک ضربه گیر بین جریان اصلی و جامد عمل و در مقابل انتقال گرما مقاومت می کنند .
انتقال گرما در این لایه بین جامد و سیال ، در هر دو مکانیزم رسانایی و همرفتی رخ می دهد .
اگر سطح قطعه در یک دمای بالاتری باشد ، انتقال گرما از سطح به طرف سیال رخ خواهد داد اگر دمای سیال بالاتر از سطح باشد ، به محض اینکه گرما به جریان نفوذ پیدا کرد انتقال انرژی عمدتاً در حین کنوکسیون در میانه حرکت رخ می دهد .
بنا بر این ناحیه ضربه گیر یا لایه مرزی نقش بسیار مهمی را در انتقال گرما بازی می کند .
وضعیت و خواص این لایه نزخ گرمایی که انتقال یافته است را تعیین می کند .
درک فیزیکی خوبی از انتقال گرمای کنوکسیونی می تواند به کمک امتحان کردن معادله انرژی بدست آید ، که در آن یک طرف معادله ادوکسیون انرژی و طرف دیگر انتقال گرما با وضعیت مولوکولی در سیال کار انجام شده توسط نیروهای فشاری ، کار انجام شده توسط تنش های آرام ، کار انجام شده بوسیله تنش های اغتشاشی و انتقال گرما بوسیله تغییرات دما و سرعت اغتشاش می باشند .
توزیع نسبی انتقال حرارت بر یک پره توربین معمولی در شکل 8 نشان داده شده است . با لاترین فشارهای گرمایی معمولاً در نایحه سکون لبه و به سمت لبه فرار پره رخ می دهند . تغییرات بزرگ انتقال گرمای طرف گازی باید به طور مناسب با اثرات بالای گرمایی طرف خنک کن به صورت تطابقی جفت و جور شود تا جایی که به توزیع دمای قابل قبولی برسند .
به طور واضح حداقل هفت ناحیه مختلف انتقال حرارت پره می تواند تشخیص داده شود .

1- نقطه سکون
2- لایه مرزی آرام
3- لایه مرزی انتقالی
4- لایه مرزی مغشوشی ( متلاطم )
5- عمل متقابل لایه مرزی تلاطمی
6- جدایی با پیوستگی مجدد
7- جدایی بدون پیوستگی مجدد

از آنجایی که انتقال گرما به پدیده مکانیک سیالات به صورت خیلی تنگا تنگ مرتبط شده است . هر یک از این نواحی یک اعتبار تحلیلی مجزایی را برای آن ناحیه ویژه شامل می شود .
انتقال گرما به عدد ماخ ، عدد رینولدز ، اغتشاش جریان آزاد ، نسبت دمای جریان آزاد به دیواره ، انحنا و صافی پره ، ماده و خواص گازی وابسته است .
در کاربردهای انتقال گرما استفاده از تحلیل های ابعادی مهم است ، تا جایی که انتقال گرما به عدد بزرگی از متغیرها وابسته است . تحلیل ابعادی قادر به کاهش اعدا بزرگی از تغییرات به طرف عدد ترتیب پذیری از گروههای غیر ابعادی می باشند .
ملاحظه غیر علمی در تحلیل کنوکسیونی انتقال گرما می باشد ، به خاطر اینکه هندسه و عمل تقالبی پیچیده ای را بین جریان و زمینه های انتقال حرارت شامل می شود . گروههای زیرین می تواند بوسیله تحلیل ابعادی مشخص شده باشد :
عدد ریولدز Rel = PVL/[ که بر اساس طول مرجع می باشد ، یا Red = PVL/[ که بر اساس قطر هیدرولیک می باشد .

عدد ماخ Ma = v/a
عدد پرانتل Pr = [ cplk
عدد اکرت Ec = ( r-1 )

در کاربرد های انتقال گرما ( داخلی به خوبی خارجی ) چندین گروه غیر ابعادی مهم هستند . انتقال گرمای کلی با اختلاف دمای بین سیال ( T ) و دیواره جامد ( Tw ) بواسطه قانون خنک کاری نیوتن ، مرتبط است :
Y ) T / 5 ) = - KA ( Q(x) = h (x) A ( Tw – T
ضریب انتقال حرارت h ، وقتیکه عدد نا سلت را تعریف می کنیم غیر ابعادی می باش

د .
Nu = h (x)L/K = -L
از آنجاییکه بیشتر نشان داده شده است که لایه مرزی به عنوان یک مقاومت در برابر انتقال گرما عمل می کند و این خاصیت با تنش برشی تشخیص داده شده است .
گروه غیر ابعادی ،عدد استانتون نامیده شده است که St ضریب انتقال حرارت بی بعد را نشان می دهد:

ST = Nu/RePr همچنین
انتقال گرما تابعی از عدد رینولدز و عدد پرانتل می باشد و مستقیماً با وضعیت لایه مر.زی متلاطم در حال اصطکاک پوسته ای متناسب می باشد .
29% Nu = یا 2Nu = Cf/ ، 058/0Cf =
یک لایه مرزی نازک ( مقاومت کوچکتر ) ، انتقال گرمای بزرگتری را به وجود می آورد وضعیت ضخامت لایه مرزی صفر ( به عنوان نقطه سکون بیشترین انتقال گرما را دارد . ضخامت لایه های مرزی سرعت و گرما برای هوا تقریباً همان می باشند و پروفیل های سرعت و دما برای یک سطح صاف شبیه به هم می باشند ( گرادیان فشاری صفر ) در یک لایه مر.زی متلاطم ، شار حرارتی متلاطم می تواند همان روش را به مانند تنش رینولدز انجام دهد . رابطه دمایی سرعت ، متناسب با گرادیان دما در جهت y ( عمود بر دیوار ) فرض شده است . از این رو شار حرارتی ناشی از نوسانات اغتشاش می تواند به صورت زیر نوشته شود : که ( گسیل ) پخشندگی گرمایی می باشد .
به شباهت های میان تبادلات گرمایی و اندازه حرکت بوسیله نوسانات اغتشاشی در حضور گرادیان سرعت باید اهمیت داد . ارتباطی نزدیک میان انتقال گرما و انتقال اندازه حرکت وجود دارد که جفت شدگی نزدیک میان شارگرمایی و تنش برش را شامل می شود .
از آنجاییکه موضوع مورد بحث در این جا انتقال حرارت بین سیال و جامد است ، تنش برش در دیواره نقش کلیدی را بازی می کند . عدد پرانتل اغتشاش بدون بعد رابطه ای میان دو جفت نزدیک به هم یعنی ، اندازه حرکت و انتقال گرما برقرار می سازد .

نقش تشابه در رقابت تجربی انتقال جرم و گرمای ایرفویل توربین

یکی از بیشترین سنجش های حیاتی تأثیر گذار بر عمر تیغه توربین و پره نازل دمای فلزی آنان است . به موجب پیش بینی در دمای فلزی ممکن است به آسانی کاهش 50درصدی عمر خزش تیغه را موجب شود . پیش بینی دقیق این دما معمولاً بر اساس شبیه سازی تجربی با کیفیت بالای انتقال حرارتی قطعه ، حالات واقعی موتور را به خصوص برای ایرفویل توربین خنک کاری شده نشان می دهد که در آن انتقال حرارت کنوکسیونی ( همرفتی ) داخلی و خارجی به عنوان شرایط مرزی برای انتقال حرارت رسانایی در قطعه استفاده شده است . ، مهم است .
استفاده از یک جریان آبشاری داغ کوچک برای آزمایشهای حالت پایدار برای آزمایشهای زودگذر ، ضرورتی برای رسیدن به یک فرضیه معتبر و تصدیقی برای سیستمهای خنک کاری ایرفویل شده است. آزمایشهای جریان آبشاری داغ حالت پایدار که به صورت واقعی شبیه سازی شده اند .
با یه کارگیری سخت افزار موتور واقعی همراه با چیدمان خنک کاری د اخلی / خارجی مناسب در نهایت می توانند برای پیش بینی دمای محلی ایرفویل درگام ابتدایی پیشرفت توربین سودمند باشد . تعدادی از آزمایش ها کاربرد شکل واقعی موتور را شرح داده اند ] 16-12[ . با این وجود آزمایشهای انتقال حرارت ارزیابی و مقایسه خنک کاری در موتور و محیط آبشار کوچک داغ را در هر دو مورد در مقالات شامل می شوند .

را حل معادلات انرژی و ناویر – استوکس برای سیال متراکم به عدد گروههای بی بعد وابسته است . این معادلات پیشنهاد می کنند که شباهت خطوط جریان سیال و ایزوترمهای و دما ثابت ها در انتقال حرارت کنوکسیونی می تواند بوسیله کاربرد نفوذ این گروههای بی بعد برای پدیده واقعی و آزمایش شبیه سازی شده اعمال شود . وقتی که اندازه حرکت و معادلات انرژی بی بعد به ، را حل استوار به چهار متغیر بی بعد وابسته است :

+
برای اغلب مسایل همرفتی مورد علاقه ما چنین انتقال حرارت خارجی بر تیغه توربین گازی ، نیروی مرزی به طور جزیی با نیروهای داخلی مقایسه شده است .