Kinh doanh - Marketing
Kinh tế quản lý
Biểu mẫu - Văn bản
Tài chính - Ngân hàng
Công nghệ thông tin
Tiếng anh ngoại ngữ
Kĩ thuật công nghệ
Khoa học tự nhiên
Khoa học xã hội
Văn hóa nghệ thuật
Sức khỏe - Y tế
Văn bản luật
Nông Lâm Ngư
Kỹ năng mềm
Luận văn - Báo cáo
Giải trí - Thư giãn
Tài liệu phổ thông
Văn mẫu
Giới thiệu
Đăng ký
Đăng nhập
Tìm
Danh mục
Kinh doanh - Marketing
Kinh tế quản lý
Biểu mẫu - Văn bản
Tài chính - Ngân hàng
Công nghệ thông tin
Tiếng anh ngoại ngữ
Kĩ thuật công nghệ
Khoa học tự nhiên
Khoa học xã hội
Văn hóa nghệ thuật
Y tế sức khỏe
Văn bản luật
Nông lâm ngư
Kĩ năng mềm
Luận văn - Báo cáo
Giải trí - Thư giãn
Tài liệu phổ thông
Văn mẫu
Thông tin
Điều khoản sử dụng
Quy định bảo mật
Quy chế hoạt động
Chính sách bản quyền
Giới thiệu
Đăng ký
Đăng nhập
0
Trang chủ
Kỹ Thuật - Công Nghệ
Cơ khí - Chế tạo máy
Gas Turbines Part 2
Đang chuẩn bị liên kết để tải về tài liệu:
Gas Turbines Part 2
Anh Tuấn
85
25
pdf
Đang chuẩn bị nút TẢI XUỐNG, xin hãy chờ
Tải xuống
Tham khảo tài liệu 'gas turbines part 2', kỹ thuật - công nghệ, cơ khí - chế tạo máy phục vụ nhu cầu học tập, nghiên cứu và làm việc hiệu quả | 14 Gas Turbines rotation 2 3 Fig. 9. Estimation of the number of compressor stages based on stage loading and mean circumpherential speed. - Choice of the stage degree of reaction possibly around 0.5 work and flow coefficients and subsequent determination of the velocity triangles Fig. 9 - Mean radius basic cascade characteristics based in the Howell s method or Mellor charts see Emery et al. 1957 Horlock 1958 Mellor 1956 - Estimation of the diffusion performance based on acceptable Lieblein diffusion factors or De Haller numbers Fig. 10 see Lieblein 1960 - Calculation of the blade height at the stage exit based on acceptable blade aspect ratios - Stage stacking - Iteration - 2D approach. Result of stage stacking consists in the flowpath definition from which the distribution of stage parameters along the mean radii can be obtained. Because the stacking procedure is intrinsically iterative a loop is required to satisfy all the design objectives and constraints. As a first check the axial Mach distribution along the stages must be calculated and a value not exceeding 0.5 is tolerated for both subsonic and transonic stages. By imposing such a constraint the values of stage area passage can be derived from the continuity equation Fig. 11 . Next the values of the hub-to-tip ratios must be defined. To this purpose it is worth recalling that such value comes from a trade-off between aerodynamic technological and economic constraints. For inlet stages values between 0.45 and 0.66 can be assigned while outlet stages often are given a higher value say from 0.8 to 0.92 in order not to increase the exit Mach number a condition which is detrimental for pneumatic combustor losses . Advances in Aerodynamic Design of Gas Turbines Compressors 15 Fig. 10. Lieblein s Diffusion Factor DLi level versus solidity for given flow and work coefficient left . Iso De Haller number in the q diagram right . Fig. 11. Corrected mass flow over stage area passage as function of the axial Mach .
TÀI LIỆU LIÊN QUAN
Ebook Fluid mechanics and thermodynamics of turbomachinery (6th edition): Part 2
Ebook Turbomachinery Design and theory: Part 2
Gas Turbines Part 1
Gas Turbines Part 2
Gas Turbines Part 3
Gas Turbines Part 4
Gas Turbines Part 5
Gas Turbines Part 6
Gas Turbines Part 7
Gas Turbines Part 9
crossorigin="anonymous">
Đã phát hiện trình chặn quảng cáo AdBlock
Trang web này phụ thuộc vào doanh thu từ số lần hiển thị quảng cáo để tồn tại. Vui lòng tắt trình chặn quảng cáo của bạn hoặc tạm dừng tính năng chặn quảng cáo cho trang web này.