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Title: Análise da transferência de calor por radiação em combustor de Turbina Turbo-FAN pelo Método LBL
Other Titles: Analysis of radiation heat transfer in Turbo-Fan Turbine combustor by LBL Method
Authors: Alves, Camilo Gustavo Araújo
Keywords: Transferência de calor por radiação;Turbina aeronáutica;Equação da Transferência Radiativa;Método Linha-por-Linha
Issue Date: 11-Feb-2019
Citation: ALVES, Camilo Gustavo Araújo. Análise da transferência de calor por radiação em combustor de Turbina Turbo-FAN pelo Método LBL. 2019. 72f. Dissertação (Mestrado em Engenharia Mecânica) - Centro de Tecnologia, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2019.
Portuguese Abstract: As turbinas são máquinas térmicas e podem ser classificados como estacionários ou não estacionários, dentre as turbinas não estacionárias a aplicação industrial que mais tem recebido destaque atualmente é a indústria aeronáutica. Neste segmento, a turbina turbo-fan é o tipo de motor mais utilizado no transporte de passageiros e de cargas. Por ser uma máquina térmica o turbo-fan é um equipamento sujeito as dinâmicas associadas à transferência de calor. A análise deste modo de transferência de calor possibilita melhor seleção dos materiais utilizados na fabricação das turbinas aeronáuticas, controle dos produtos indesejados da combustão e maior segurança em seu regime de funcionamento, relacionado principalmente ao controle dos HotStreaks, principal mecanismo de falha nas turbinas. O objetivo deste trabalho é analisar a transferência de calor por radiação dentro de um combustor de turbina turbo-fan com parâmetros de combustão e geometria predefinida. Os campos de temperatura e fração molar das espécies emissoras e absorvedoras de energia radiativa utilizados na análise foram obtidos pelo Glenn Research Center (NASA), que simularam combustão, turbulência e convecção na câmara de combustão, mas desconsideraram a transferência de calor por radiação. A análise feita no trabalho foi para um caso unidimensional. A análise do calor convertido foi feita através de rotinas computacionais aplicadas sobre uma linha unidimensional dentro do combustor da turbina. Dessa linha foram obtidos 93 pontos de temperaturas e frações molares de gases participantes (𝐶𝑂, 𝐻2𝑂 𝑒 𝐶𝑂2), que para melhorar a performance computacional, foram agrupados em 25 grupos. O banco de dados utilizado nesta pesquisa foi o HITEMP2010 que forneceu informações características espectrais para cada grupo de Frações Molares e temperaturas de cada gás participante. Com base nesses dados o método Linha-por-Linha (LBL) foi utilizado para obter os coeficientes de absorção característicos para cada fração molar de substância participante e temperatura, fixando-se a pressão em 3 atm. Os coeficientes de absorção, juntamente com as seções transversais de absorção foram utilizados na solução da transferência radiativa (RTE), através do método dos Volumes Finitos, fornecendo o fluxo radiativo e o divergente do fluxo para as condições que foram estabelecidas. Este trabalho possibilitará uma melhor compreensão da distribuição e quantificação do fluxo de calor no motor, gerando melhor entendimento sobre as dinâmicas de combustão, melhor escolha de materiais do dispositivo e maior segurança contra falhas inerentes ao equipamento. Observouse neste sistema descontinuidades na curva devido aos processos dinâmicos da malha de temperatura e Frações Molares, onde o fluxo de calor radiativo na região imediatamente após o queimador do combustor apresentou valor de aproximadamente 24 𝑀𝑊/𝑚2 e na região das aletas de direcionamento do fluxo de 21 𝑀𝑊/𝑚2 para a mistura das substâncias, em que a influencia majoritária foi do 𝐻2𝑂.
Abstract: The turbines are thermal machines and can be classified as stationary or non-stationary. The industrial application of non-stationary turbines that has received more attention at the moment is the aeronautical turbine. The turbo-fan turbine is the type of aeronautical turbine most used in the transport of passengers and cargo. As a thermal machine the turbo-fan is an equipment subject to the dynamics associated with heat transfer. The analysis of this type of heat transfer allows a better selection of the materials used in the manufacture of aeronautical turbines, control of the unwanted products of combustion and greater safety in its operating regime (related to the control of the Hot-Streaks). The objective of this research is to analyze the radiative transfer of heat inside the combustor of a turbo-fan turbine with combustion parameters and geometry predefined. The gradient of temperature and concentration of the emitting and absorber species of radiative energy were used in the analysis were obtained by Glenn Research Center (NASA), which simulated combustion, turbulence and convection in the combustion chamber, but ignored the radiative transfer of heat. The analysis done in the work was for a one-dimensional case. The quantification of the converted heat was done by computational analysis, applied on a unidimensional line inside the turbine combustor, which was divided in 25 groups with different temperatures and concentrations of three different participating gases (𝐶𝑂, 𝐻2𝑂 𝑒 𝐶𝑂2). The database used in this research was HITEMP2010 which provided information of each participating gas. Based on these data the Line-by-Line (LBL) method was used to obtain the characteristic absorption coefficients for each participating substance, setting the pressure at 3 atm. The absorption coefficients along with the absorption cross sections were used in the Radiation Transfer Solution (using the Finite Volumes method) providing the radiative flux and divergent flux on the conditions that were established. This research will allow a better understanding of the distribution and quantification of the heat flux in the engine, generating a better knowledge of the dynamics of combustion, better choice of materials of the device and greater safety against failures inherent to the equipment. Discontinuities were observed in the radiative heat transfer curves due to the dynamic processes occurring in the combustor, where the radiative heat flux in the region immediately after the combustor burner presented a value of approximately 24 𝑀𝑊/𝑚2 and in the region of flow directing fins of 21 𝑀𝑊/𝑚2 for the mixture of the substances, where the majority influence was 𝐻2𝑂.
URI: https://repositorio.ufrn.br/jspui/handle/123456789/26976
Appears in Collections:PPGEM - Mestrado em Engenharia Mecânica

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