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物理代写|流体力学代写Fluid Mechanics代考|Theory of Thermal Turbomachinery Stages

Turbomachines are devices within which conversion of total energy of a working medium into mechanical energy and vice-versa takes place. Turbomachines are generally divided into two main categories. The first category is used primarily to produce power. It includes, among others, steam turbines, gas turbines, and hydraulic turbines. The main function of the second category is to increase the total pressure of the working fluid by consuming power. It includes compressors, pumps, and fans. Gas turbines are also used for thrust generation and utilized in small aircrafts as propeller gas turbines and as high performance jet engines in medium and large size civil and military aircrafts. While the power generation gas turbines have a single spool with a multi-stage compressor, a combustion chamber and a multi-stage turbine, the aircraft engines may have up to three-spools that rotate at different frequency. The turbine component of gas and steam turbines are of axial type design, the compressor may be of axial or radial design, depending on their required mass flow. For small scale gas turbines, the application of radial compressors is more common than the axial ones. This is also true for the turbine component of turbochargers. The subject of turbomachinery aero-thermodynamic design is treated, among others, in [20-22].

物理代写|流体力学代写Fluid Mechanics代考|Energy Transfer in Turbomachinery Stages

The energy transfer in turbomachinery is established by means of the stages. A turbomachinery stage comprises a row of fixed guide vanes called stator blades, and a row of rotating blades termed rotor. To elevate the total pressure of a working fluid, compressor stages are used that partially convert the mechanical energy into potential energy. According to the conservation law of energy, this energy increase requires an external energy input which must be added to the system in the form of mechanical energy. Figure 5.17a, b schematically represent two single stages within a multi-stage high pressure turbine and a high pressure compressor environment with constant mean diameter. These stages consist of one stator row followed by one rotor row. To define a unified station nomenclature for compressor and turbine stages, we identify with station number 1 as the inlet of the stator, followed by station 2 as the rotor inlet and 3, rotor exit. The absolute and relative flow angles are counted counterclockwise from a horizontal line. This convention allows an easier calculation of the off-design behavior of compressor and turbine stages during a transient operation.

The working fluid enters the stator row with an absolute velocity vector $V_1$ and an absolute inlet flow angle $\alpha_1$. It is deflected and exits the stator row at an exit flow angle $\alpha_2$ in direction of the rotor’s leading edge. The expansion process through the turbine stage, Fig. 5.18a, in connection with the rotational motion of the rotor causes a major portion of the total energy of the working medium to convert into the shaft power. Conversely, in the compressor stage shown in Fig. 5.18b, the compression process converts a major part of the mechanical energy input into the potential energy causing the total pressure to rise. In general, the compression process resulting in a decrease of specific volume requires a decrease in flow path cross sectional area. In contrast, the expansion process in a multi-stage turbine causes a continuous increase in specific volume which requires an increase in flow path cross section, Fig. 5.18.

物理代写|流体力学代写Fluid Mechanics代考|AMME2261

物理代写|流体力学代写Fluid Mechanics代考|Theory of Thermal Turbomachinery Stages

涡轮机是在其中将工作介质的总能量转换为机械能的设备,反之亦然。涡轮机通常分为两大类。第一类主要用于发电。其中包括蒸汽轮机、燃气轮机和水轮机。第二类的主要作用是通过消耗功率来增加工作流体的总压力。它包括压缩机、泵和风扇。燃气轮机也用于产生推力,并在小型飞机中用作螺旋桨燃气轮机,并在中型和大型民用和军用飞机中用作高性能喷气发动机。而发电燃气轮机具有带多级压缩机、燃烧室和多级涡轮的单转子,飞机发动机可能有多达三个以不同频率旋转的线轴。燃气轮机和蒸汽轮机的涡轮部件是轴向式设计,压缩机可以是轴向式或径向式设计,这取决于它们所需的质量流量。对于小型燃气轮机,径向压缩机的应用比轴流压缩机更常见。这也适用于涡轮增压器的涡轮部件。涡轮机械空气热力学设计的主题在 [20-22] 中进行了处理。这也适用于涡轮增压器的涡轮部件。涡轮机械空气热力学设计的主题在 [20-22] 中进行了处理。这也适用于涡轮增压器的涡轮部件。涡轮机械空气热力学设计的主题在 [20-22] 中进行了处理。

物理代写|流体力学代写Fluid Mechanics代考|Energy Transfer in Turbomachinery Stages

涡轮机械中的能量传递是通过级来建立的。涡轮机械级包括一排称为定子叶片的固定导叶和一排称为转子的旋转叶片。为了提高工作流体的总压力,使用了将机械能部分转换为势能的压缩机级。根据能量守恒定律,这种能量增加需要外部能量输入,该能量必须以机械能的形式添加到系统中。图 5.17a、b 示意性地表示了多级高压涡轮机和具有恒定平均直径的高压压气机环境中的两个单级。这些级由一排定子和一排转子组成。为压缩机和涡轮级定义统一的站命名法,我们将 1 号站识别为定子的入口,然后将 2 号站识别为转子入口,将 3 号站识别为转子出口。绝对和相对流动角度从水平线逆时针计数。该约定允许更容易地计算瞬态运行期间压缩机和涡轮级的非设计行为。

工作流体以绝对速度矢量进入定子排在1和绝对入口流动角一个1. 它被偏转并以出口流动角离开定子排一个2在转子前缘的方向。通过涡轮级的膨胀过程(图 5.18a)与转子的旋转运动相关,导致工作介质总能量的主要部分转换为轴功率。相反,在图 5.18b 所示的压缩机级中,压缩过程将输入的大部分机械能转化为势能,从而导致总压力升高。通常,导致比容减小的压缩过程需要减小流路横截面积。相比之下,多级涡轮机的膨胀过程会导致比容持续增加,这需要增加流路横截面,图 5.18。

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