دینامیک سیالات در توربو ماشین ها

مقدمه:
در طراحی کنونی توربو ماشینها، و بخصوص برای کاربردهای مربوط به موتورهای هواپیما، تاکید اساسی بر روی بهبود راندمان موتور صورت گرفته است. شاید بارزترین مثال برای این مورد، «برنامه تکنولوژی موتورهای توربینی پر بازده مجتمع» (IHPTET) باشد که توسط NASA و DOD حمایت مالی شده است.
هدف IHPTET، رسیدن به افزایش بازده دو برابر برای موتورهای توربینی پیشرفته نظامی، در آغاز قرن بیست و یکم می باشد. بر حسب کاربرد، این افزایش بازده از راههای مختلفی شامل افزایش نیروی محوری به وزن، افزایش توان به وزن و کاهش معرف ویژه سوخت (SFC) بدست خواهد آمد.

وقتی که اهداف IHPTET نهایت پیشرفت در کارآیی را ارائه می دهد، طبیعت بسیار رقابتی فضای کاری کنونی، افزایش بازده را برای تمام محصولات توربو ماشینی جدید طلب می کند. به خصوص با قیمتهای سوخت که بخش بزرگی از هزینه های مستقیم بهره برداری خطوط هوایی را به خود اختصاص داده است، SFC، یک فاکتور کارایی مهم برای موتورهای هواپیمایی تجاری می باشد.

اهداف مربوط به کارایی کلی موتور، مستقیما به ملزومات مربوط به بازده آیرودینامیکی مخصوص اجزاء منفرد توربو ماشین تعمیم می یابد. در راستای رسیدن به اهداف مورد نیازی که توسط IHPTET و بازار رقابتی به طور کلی آنها را تنظیم کرده اند، اجزای توربو ماشینها باید به گونه ای طراحی شوند که پاسخگوی نیازهای مربوط به افزایش بازده، افزایش کار به ازای هر طبقه، افزایش نسبت فشار به ازای هر طبقه، و افزایش دمای کاری، باشند.

بهبودهای چشمگیری که در کارایی حاصل خواهد شد، نتیجه ای از بکار بردن اجزایی است که دارای خواص آیرودینامیکی پیشرفته ای هستند. این اجزا دارای پیچیدگی بسیار بیشتری نسبت به انواع قبلی خود هستند که شامل درجه بالاتر سه بعدی بودن، هم در قطعه و هم در شکل مسیر جریان می باشد.

میدان های جریان مربوط به این اجزا نیز به همان اندازه پیچیده و سه بعدی خواهد بود. از آنجایی که درک رفتار پیچیده این جریان، برای طراحی موفق چنین قطعاتی حیاتی است، وجود ابزارهای تحلیلگر کارآتری که از دینامیک سیالات محاسباتی (CFD) بهره می برند، در پروسه طراحی، اساسی می باشد.

در گذشته، طراحی قطعات توربو ماشین ها با استفاده از ابزارهای ساده ای که بر اساس مدلهای جریان غیر لزج دو بعدی بودند کفایت می کرد. اگرچه با روند کنونی به سمت طراحی ها و میدانهای جریان پیچیده تر، ابزارهای پیشین دیگر برای تحلیل و طراحی قطعات با تکنولوژی پیشرفته مناسب نیستند. در حقیقت جریانهایی که با این قطعات برخورد می کنند، به شدت سه بعدی (۳D)، ویسکوز، مغشوش و اغلب با سرعت ها ، در حد سرعت صوت می باشند. این جریان های پیچیده، قابل فهم و پیش بینی نیستند، مگر با بکار بردن تکنیک های مدلسازی که به همان اندازه پیچیده هستند. برای پاسخگویی به نیاز طراحی چنین قطعاتی، ابزارهای CFD پیشرفته ای لازم است که قابلیت تحلیل جریانهای سه بعدی، لزج و در محدوده صوتی، مدل سازی اغتشاش و انتقال حرارت و برخورد با پیکربندی های هندسی پیچیده را داشته باشد. علاوه بر این، جریانهای گذرا (ناپایا) و تعامل ردیفهای چندگانه تیغه ها باید مورد ملاحظه قرار گیرد.

هدف این فصل این است که بازنگری مختصری از مشخصات جریان در انواع مختلف قطعات توربوماشینها ارائه داده و نیز خلاصه ای از قابلیتهای تحلیلی CFD که مورد نیاز برای مدل کردن چنین جریانهایی هستند را بیان کند.

این باید به خواننده، درک بهتری در مورد تاثیر جریان بر طراحی چنین اجزایی و میزان کارایی مدل سازی مورد نیاز برای آنالیز اجزاء بدهد. تمرکز بر روی کاربردهای موتورهای هواپیما خواهد بود، ولی دهانه های ورودی، نازلها و محفظه های احتراق مورد توجه خواهند بود. به علاوه یک بررسی از هر دو گرایش طراحی قطعات و ابزارهای تحلیل CFD را شامل می شود. به علت پیچیدگی این موضوعات، تنها یک بحث گذرا ارائه خواهد شد. اگرچه مراجع فراهم شده اند تا به خواننده اجازه دهد این مباحث را با جزئیات بیشتر جستجو کند.
ویژگیهای میدان های جریان در توربو ماشین ها:

در این قسمت از فصل، خصوصیات اولیه میدانهای جریان توربو ماشینها بررسی خواهد شد. اگرچه بحث اساسا کاربرد موتورهای هواپیما را مورد توجه قرار خواهد داد، ولی بسیاری از خصوصیات جریان برای توربو ماشینها عمومیت دارند علاوه بر بازنگری مختصر بر ویژگیهای میدانهای جریان عمومی، طبیعت جریانهای خاص در انواع گوناگون اجزاء مورد توجه قرار خواهد گرفت.

ویژگیهای اساسی جریان:
میدان های جریان در توربو ماشین های ذاتا بسیار پیچیده و سه بعدی است. در بسیاری از موارد، جریان ها تراکم پذیرند و ممکن است از مادون صوت به جریان با سرعت صوت و به فراصوتی تغییر کنند. در مسیر جریان ممکن است شوک وجود داشته باشد و تعامل شوک و لایه مرزی ممکن است اتفاق بیفتد که باعث افت بازده می شود. گرادیان فشارهای قابل توجه، در هر جهتی می تواند وجود داشته باشد.

همچنین چرخش، یک فاکتور مهم است که رفتار جریان را تحت تاثیر قرار می دهد.
جریانها اکثرا لزج و مغشوش هستند، اگرچه ناحیه هایی با جریان لایه ای و انتقالی نیز وجود دارد. اغتشاش و تلاطم در میدان جریان می تواند در لایه مرزی و جریان آزاد اتفاق بیفتد، جایی که میزان اغتشاش، بسته به شرایط جریان بالادست، تغییر می کند. برای مثال جریان پایین دست یک محفظه احتراق یا کمپرسور چند طبقه می تواند اغتشاش جریان آزاد بسیار بیشتری نسبت به جریان ورودی به یک فن داشته باشد.

تنش های پیچیده و کاهش کارآیی می تواند ناشی از پدیده های جریان لزج، مثل لایه های مرزی سه بعدی، اثر متقابل بین لایه مرزی تیغه و دیواره، حرکت جریان نزدیک دیوار، جریان جدا شده، گردابه های مربوط به لقی نوک پره، گردابه های لبه فرار، دنباله ها، و اختلاط باشد. علاوه بر این، حرکت نسبی دیواره و انتقال بین دیواره های دوار و ثابت می تواند رفتار لایه مرزی را تحت تاثیر قرار دهد. جریان ناپایدار می تواند در اثر تغییرات شرایط بالادست جریان با زمان، گردابه های رها شده از لبه فرار تیغه ها، جدایی جریان و یا اثر متقابل بین ردیف پره های دوار و ثابت، ایجاد شود، که می تواند منجر به بارگذاری ناپایدار بر روی تیغه ها شود.

اثرات حرارت و انتقال حرارت می تواند فاکتور مهمی باشد، بخصوص در قسمتهای داغ موتور. گازهای داغ محفظه احتراق از میان توربین عبور می کنند و رگه های داغی را بوجود می آورند که توسط میدان جریان توربین منتقل می شوند. برای حفاظت از اجزائی که در معرض بالاترین دما قرار دارند، جریانهای خنک کننده از میان سوراخهای موجود در تیغه های توربین به مسیر گازهای داغ اولیه تزریق می شود و برای سطوح تیغه ها خنک کنندگی لایه ای را فراهم می آورد. به طور مشابه، جریانهای خنک کننده ممکن است به جریان اصلی در طول دیواره نیز تزریق شود.

بیشتر پیچیدگی میدانهای جریان سیال در توربو ماشین ها مستقیما تحت تاثیر مسیر جریان و هندسه اجزاء می باشد. ملاحظات هندسی شامل منحنی و شکل endwall مسیر جریان، فاصله بین ردیف های تیغه ها، گام تیغه، و stagger می شود. موارد دیگری از هندسه مسیر جریان شامل پیکربندی ردیفهای تیغه ها، از قبیل استفاده از «tandem blades»، تیغه های جداکننده، دمپرهای midspan وعملیات روی نوک تیغه ها می باشد. جزئیات بیشماری مربوط به شکل تیغه، مثل توزیع ضخامت، خمیدگی، جهت، قوس، به عقب برگشتگی، حلزونی، پیچ خوردگی، ضریب شکل، صلبیت، نسبت شعاع توپی به نوک، شعاع لبه حمله تیغه و لبه فرار تیغه، اندازه فیلت و فاصله نوک تیغه نیز از همان اهمیت برخوردارند. خنک کاری تیغه ها نیز دارای اهمیت هستند، اندازه و موقعیت سوراخهای خنک کننده درون تیغه، مسیر اولیه گاز را تحت تاثیر قرار می دهد.

بنابراین، رفتار جریان در اجزای توربو ماشینها نیز کاملا پیچیده بوده و بسیار متاثر از هندسه مسیر جریان است. یک فهم عمیق از اثرات هندسه مسیر جریان و اجزا و قطعات، به طراح اجازه خواهد داد تا از جریانی که حاصل شده، سود ببرد. برای رسیدن به این درک و برای انجام تحلیلهای لازم برای بهینه کردن رفتار بسیار پیچیده جریان لازم است از تکنولوژی پیشرفته مدلسازی جریان استفاده شود.

جریان در دستگاههای تراکمی:
سیستم های تراکمی توربو ماشینی در موتورهای هواپیما، می توانند از ترکیب های گوناگونی از اجزای محوری و یا شعاعی (سانتریفوژ) بهره ببرند. در موتورهای توربو فن معمولی، یک فن محوری در ورودی جریان قرار گرفته و بدنبال آن یک جداکننده جریان قرار دارد که جریانهای مرکزی و کنارگذر (بای پس) را از هم جدا می کند.
یک کمپرسور محوری چند طبقه در پایین دست جریان درون هسته (جریان مرکزی) قرار داده شده است و ممکن است به دنبال آن کمپرسور سانتریفوژ نیز قرار گیرد. اختصاصا در کاربردهای مربوط به موتور هواپیما و توربین گاز، اغلب از کمپرسورهای سانتریفوژ بهره برده می شود.

تمامی پیکربندی های سیستمهای تراکمی دارای جریانهای پیچیده و سه بعدی، با گرادیان فشار معکوس هستند که می توانند باعث جدایی جریان شوند. علاوه بر این چرخش، حرکت نسبی shroud، جریان های نشتی لبه ها، شوک ها، اثر متقابل شوک و لایه مرزی، اثر متقابل تیغه و endwall و نیز تاثیر متقابل ردیف تیغه ها همگی در ساختار میدان جریان کمپرسور نقش دارند. جزئیات مربوط به رفتار جریان بخصوص در مورد کمپرسورهای سانتریفوژ و محوری در بخش بعدی مورد بررسی قرار خواهد گرفت.
جریان در فن ها و کمپرسورهای محوری:

فن ها و کمپرسورهای محوری در بسیاری از موارد عمومی مشابه هم هستند، هر دو دستگاههای تراکمی هستند که مسیر جریان در آنها به نسبت دارای تغییر شعاع کمی است، و هر دو دارای جریانهای ورودی و خروجی هستند که اساسا در راستای محوری می باشند. اگرچه فن ها نوعا افزایش فشار کمتری به ازای هر طبقه نسبت به کمپرسورهای محوری دارند و تعداد طبقات کمتری داشته و اغلب تنها از یک طبقه بهره می برند. تیغه های فن ها دارای span بزرگتر و وتر بزرگتر نسبت به کمپرسورهای محوری هستند. به علت ملاحظات مکانیکی، روتور فن ها اغلب دارای دمپرهای midspan هستند که یک حلقه حمایتی صلب را تشکیل می دهد و همه تیغه ها را در موقعیت part span به هم متصل می کند. استاتورفن ها می توانند هم بدون شکاف و هم شکاف دار باشند بسته به شکل استاتور، یک جداکننده جریان یا می تواند بلافاصله در پایین دست استاتور Full-span قرار بگیرد و یا به عنوان یک ضامن نگهدارنده، برای ردیف تیغه های استاتور شکاف دار در مسیرهای جریان مرکزی و کنار گذر به کار گرفته شود.

در مقابل، کمپرسورهای محوری، معمولا افزایش فشار بیشتری به ازای هر طبقه تولید می کنند و از چند طبقه بهره می برند. کمپرسورهای محوری دارای تیغه های کوتاهتر با وتر کوچکتر نسبت به فن های محوری هستند. مسیر جریان پیوسته است و وسایل جداکننده ای در آن وجود ندارد.
بازده سیستمهای تراکمی جریان محوری می تواند تحت تاثیر پدیده های پیچیده جریان قرار گیرد. یک بحث جامع در مورد مشخصات جریان کمپرسورها در اینجا مقدور نخواهد بود. در عوض یک بازنگری مختصر در مورد بعضی از پدیده های رایج جریان که در فن ها و کمپرسورهای محوری بروز می کند، مورد توجه قرار خواهد گرفت تا یک فهم کلی از طبیعت پیچیده جریان فراهم آورد.

میدان جریان داخل مسیر تیغه ها برای فنها و کمپرسورهای محوری بطور گسترده مورد مطالعه قرار گرفته است.
«Deutsch» و «Zierke» [۲,۳]، جزئیات رفتار لایه های مرزی را روی سطوح مکشی و فشاری یک تیغه کمپرسور در حال کار را مورد آزمایش قرار دادند. آنها یک جریان لایه مرزی کاملا مغشوش را روی سطح مکش و در پایین دست یک حباب جدایی کوچک در لبه حمله شناسایی کردند.

در پایین دست تر، یک ناحیه جدایی دوم و در ادامه آن یک جریان کاملا جدا شده مشاهده شد. در سطح فشار، یک لایه مرزی لایه ای یافت شد که تا ۵۰% وتر ادامه داشته و به دنبال آن یک ناحیه انتقالی وجود دارد که تا لبه فرار ادامه می یابد. به علت جریان جدا شده در سطح مکش، پروفیل سرعت در ناحیه نزدیک دنباله، همچنین ناحیه هایی با جریان معکوس را نشان داد.
اگرچه، مطالعه گسترش لایه مرزی در یک Cascade کمپرسور ایده آل سازی شده است.
«[۴] Pouagare et al» یک مطالعه جامع را در مورد رفتار لایه مرزی در هر دو سطح مکش و فشار روتور یک کمپرسور محوری انجام داد. آنها استنتاج کردند که مولفه سرعت در جهت جریان درون لایه مرزی اساسا متاثر از گرادیان فشار در جهت جریان است. سرعت شعاعی درون لایه مرزی در بسیاری نقاط به سمت خارج بوده و بیشترین مقدار را در نزدیکی لبه فرار کسب می کند. جریان نشتی نوک به طور مشخصی لایه مرزی و رفتار شبه دنباله، در ناحیه خارجی span در تیغه و مسیر جریان پایین دست را تحت تاثیر قرار می دهد.

لایه مرزی دیواره ها نیز می تواند تاثیر قابل توجهی بر روی جریان موجود در گذرگاه تیغه های یک کمپرسور محوری داشته باشد. ضخامت لایه مرزی در دیواره ها در طبقات ورودی یک کمپرسور چند طبقه، می تواند به نسبت کم باشد، ولی ضخامت می تواند در طبقات پایین دست تر افزایش یافته و بخش قابل توجهی از جریان را در بر بگیرد. «[۵,۶] Wagner et al» اثر ضخامت لایه مرزی دیواره ها را بر روی جریان ثانویه در روتور یک کمپرسور محوری ایزوله شده مورد مطالعه قرار داد. بر این اساس معلوم گردید که ضخامت لایه مرزی دیواره ها هم بر جدایی در midspan و هم بر حرکت شعاعی جریان با تلفات بالا، از مرکز به نوک اثر می گذارد. در نتیجه توزیع شعاعی تلفات، بسته به ضخامت لایه مرزی دیواره ها تغییر می کند.

برای روترو کمپرسورهای محوری، جریان لایه مرزی shroud بطور نزدیک با رفتار جریان نشتی در نوک پره ها در ارتباط است. اگرچه جریان نشتی از میان فاصله نسبتا باریکی در نوک وارد می شود، اما تاثیر این جریان در بخش قابل توجهی از span خارجی مسیر جریان روتور احساس می شود. بر اساس یک بررسی توسط «[۷] Lakshminarayana et al.»، تلفات ناشی از نشتی از نوک در ناحیه shroud-endwall حکمفرما است در حالی که تلفات ناشی از جریان ثانویه و لایه مرزی shroud دارای اهمیت کمتری هستند.

Lakshminarayana و [۸,۹] Murthy، یک آزمایش موشکافانه در مورد جریان در ناحیه نوک روتور یک کمپرسور محوری را انجام دادند. آنها متوجه شدند که لایه مرزی shroud-endwall از بالادست تا پایین دست روتور، خوب رفتار می کند، اگرچه در گذرگاه تیغه، تاثیر متقابل بین جریان نشتی نوک پره و لایه مرزی shroud کاملا پیچیده است. فراتر از تقریبا ۲۵% از وتر، اثرات لایه مرزی shroud، با تاثیر گردابه های ناشی از فاصله بین تیغه و بدنه، حاکم می شود که یک ناحیه پیچیده اختلاط در ۱۰% بیرونی span تیغه شکل می گیرد. این ناحیه اختلاط توسط نشتی در کل طول وتر تیغه تقویت می شود که باعث کاهش بار روی span بیرونی روتور می شود.

«[۱۰] I noue et al»، اثرات میزان فاصله نوک تیغه را روی گسترش جریان shroud-end wall و رفتار گردابه نشتی بررسی کرد. معلوم شد که افزایش میزان فاصله نوک پره رابطه عکس با کارایی طبقه دارد و بازده را کاهش می دهد. با افزایش این فاصله، گردابه نشتی شدیدتر شد و حرکت های گردابی بزرگ باعث ایجاد جریان معکوس در راستای محوری و در نزدیکی shroud گردید.

ساختار جریان مهم دیگر و منبع تلفات، در کمپرسورهای محوری صوتی و فراصوتی، سیستم شوک و اثر متقابل شوک – لایه مرزی حاصل از آن می باشد. Strazisar و [۱۱] Powell، نقشه ای از سطوح شوک در یک روتور کمپرسور محوری با عدد ماخ فراصوتی ورودی تهیه کردند. آنها مشاهده کردند که پایین دست شوک ناشی از لبه حمله در عرض span، فراصوتی است، اگرچه در ناحیه داخلی span جریان داخل گذرگاه به شرایط فروصوتی و بدون گذر از شوک دیگری، پخش می شود.

در نزدیک نوک (با عدد ماخ ورودی نسبی بالاتر آن) یک شوک نرمال در نزدیکی لبه فرار وجود دارد. چون روتور یک لبه حمله جاروب شده دارد، سطح شوک نیز مایل است، در نتیجه یک مولفه شعاعی سرعت مضاعف در پشت شوک ایجاد می شود که به علت چرخش جریان از روی شوک می باشد.

[۱۲٫۱۳] Dunker et al نیز ساختار شوک را درون روتور یک فن محوری صوتی آزمایش کرد. در یک سیستم موج ضربه ای معمولی، آنها مشاهده کردند که یک شوک قوس دار جدا شده، توسط یک حباب فروصوتی اطراف لبه حمله روتور، دنبال می شود. در سطح مکش تیغه، جریان پیش از مواجهه با شاخه شوک نرمال از شوک قوس دار، هنگام عبور از گذرگاه، مجددا به شرایط فراصوتی شتاب گرفت. در پایین دست شوک گذرگاه، جریان با سرعت مادون صوت خارج گردید. درون گذرگاه تیغه، شوک نرمال با لایه مرزی سطح مکش تعامل کرده و یک شوک  بعد از سطح تیغه ایجاد کردند. قسمت مایل از شوک قوس دار با تعامل با موجهای انبساطی حاصل از شتاب فراصوتی حول لبه حمله، بالادست جریان را گسترش داد.

وقتی که عدد ماخ ورودی افزایش یافت، شوک قوس دار به لبه حمله متصل شد و یک شاخه مایل را، بجای نرمال، درون گذرگاه تیغه، گسترش داد. اثر متقابل لایه مرزی با این شوک گذرگاهی، یک حباب جدایی را روی سطح مکش رها کرد. بسته به فشار پشت، یک شوک نرمال گذرگاهی دیگر در نزدیکی لبه فرار وجود داشت.

ساختار دنباله تیغه نیز موضوع مهم دیگری در جریان کمپرسور محوری می باشد. گردابه ها بطور دوره ای می توانند از لبه فرار تیغه رها شوند و با پیش روی جریان به سمت پایین دست، اختلاط بیشتر می شود. Paterson و Weingold [14]، رفتار میدان جریان در لبه فرار ایرفویل یک کمپرسور را با استفاده از مدل صفحه تخت همراه با لبه فرار گرد ضخیم، شبیه سازی کردند. این پیکربندی جدایی لایه مرزی لبه فرار را تولید کرد و باعث گردش جریان و ناپایداری گشت. اندازه ناحیه جریان معکوس در راستای محوری، در پایین دست لبه فرار، حدوداً ۰٫۸ ضخامت صفحه تعیین شد. رها شدن گردابه از لبه فرار، به شدت اختلاط دنباله را بهبود بخشید و همچنین باعث ناپایداری در فشار سطحی لبه فرار و فشار استاتیک دنباله گشت. ناحیه تعاملی لبه فرار از حدود ضخامت صفحه ۱۰، در بالادست آن تاضخامت ۳ در پایین دست، امتداد یافت. در پایین دست تر، اختلاف سرعت در جریان دنباله یک خصوصیت بارز بود.

Parto و [۱۵] Lakshminarayana ساختار یک جریان دنباله ای در روتور کمپرسور محوری در لبه فرار را در ناحیه های نزدیک دنباله و دور از دنباله مورد مطالعه قرار دادند. پروفیل سرعتهای نامتقارن در لبه فرار و در ناحیه نزدیک دنباله مشاهده شدند، اگرچه پروفیل ها دورتر از دنباله، به علت اختلاط، تمایل به متقارن شدن داشتند. گرادیان فشارهای استاتیک – بزرگ در عرض دنباله در ناحیه های لبه فرار و نزدیک دنباله وجود داشت و ماکزیمم فشار استاتیک در خط مرکزی دنباله قرار داشت.

فشار استاتیک در ناحیه لبه فرار به سرعت کاهش یافت و در دنباله به تدریج بیشتر کاهش یافت. عرض دنباله در ناحیه نوک بیشترین مقدار را دارد که به علت اختلاط ناشی از اثر متقابل جریان فاصله لبه ها، دنباله و لایه مرزی Shroud است. جریان ثانویه در قسمت مرکزی نیز باعث افزایش عرض دنباله بصورت محلی می شود. عوامل مهم دیگری که روی کارآیی کمپرسورهای محوری تأثیر می گذارند، جریان ناپایدار و اثر متقابل ردیفهای تیغه ها می باشد. تأثیر اثر متقابل ردیفهای پره ها برهم، توسط [۱۶] Okiishi et al آزمایش شد. آنها مشاهده کردند که دنباله هایی که توسط یک ردیف تیغه روتور در بالادست تولید می شود، به چندین قسمت بریده می شود و توسط ردیف تیغه های استاتور در پائین دست حمل می شود.

اثرمتقابل این قطعات دنباله روتور با لایه مرزی تیغه استاتور، باعث تلفات بیشتر در استاتور نسبت به حالتی که توسط دنباله و لایه مرزی ایزوله تولید می شود خواهد بود در یک مطالعه پیگیر توسط [۱۷]Hathaway مشاهده شد که وقتی روتور و استاتور زیاد نزدیک به هم کوپل نشده اند، انتقال دنباله های روتور از میان تیغه های استاتور، اساساً توسط اثرات جریان غیر لزج حالت پایدار کنترل می شود. انتشار قطعات دنباله روتور در استاتور حداقل بود. اثر متقابل تیغه ها در کمپرسور های چند طبقه بسیار پیچیده تر می شود. [۱۸] Bryce, Cherrett جریان ویسکوز ناپایدار، در سه طبقه اول یک کمپرسور چند طبقه ای، پرسرعت را مورد آزمایش قرار دادند. آنها مشاهده کردند که در روتور های طبقات داخلی تأثیرات متقابل قوی بین روتور ها رخ می دهد، که باعث القاء تغییرات زیاد در میدان فشار کلی متوسط بین گذرگاهها می شود. این بحث نمونه ای از پدیده های جریان را که در فنها و کمپرسورهای محوری اتفاق می افتد، فراهم می آورد و باید یک آشنایی نسبت به پیچیدگی ساختار های جریان موجود در چنین دستگاههایی را ایجاد کرده باشد.

جریان در کمپرسورهای سانتریفوژ:
کمپرسورهای سانتریفوژ ممکن است در توربوفن ها بعنوان کمپرسورهای فشار بالا در پائین دست طبقات چندتایی کمپرسور های محوری کاربرد داشته باشد. در بعضی کاربردهای مربوط به توربین گاز و موتور جت یک کمپرسور سانتریفوژ یک یا دو طبقه ای بعنوان کل سیستم تراکم به خدمت گرفته می شود.

کمپرسورهای سانتریفوژ بطور محسوسی با انواع محوری خود تفاوت دارند. افزایش فشار بازای هر طبقه بطور قابل توجهی بالاتر از کمپرسورهای محوری می باشد. مسیر جریان دارای یک افزایش قابل توجه در شعاع، از ووردی به خروجی بوده و جریان بصورت محوری وارد روتور یا Impeller شده و آن را بصورت شعاعی ترک می کند. در بسیاری از کاربردهای جریان سپس از میان یک دیفیوزر پره دار عبور می کند. با افزایش شعاع مسیر جریان، فاصله محیطی بین تیغه ها نیز افزایش می یابد. برای جبران این و ثابت نگهداشتن مساحت مسیر جریان span تیغه روتور بطور قابل توجهی از ورودی به خروجی کاهش می یابد. علاوه بر این برای اینکه بارگذاری تیغه در سطح مطلوب باقی بماند، بدون اینکه جدایی رخ دهد، تیغه های جداکننده در قسمت انتهایی مسیر جریان روتور قرار داده شده است. همچنین تسمه های نگهدارنده نیز روی روتور وجود دارد. این مشخصات هندسی می تواند موانعی را درمسیر جریان و با کاهش span به سمت لبه فرار ایجاد می کند.

دیفیوزرهای شعاعی نیز باید با یک افزایش شعاع افزایش فاصله محیطی بین تیغه ها مقابله کنند. برای جبران این مسئله دیفیوزر ها نوعاً دارای افزایش ضخامت تیغه به سمت لبه فرار می باشند. Span یک دیفیوزر شعاعی معمولاًٌ از لبه حمله به لبه فرار و با افزایش شعاع به نسبت ثابت می ماند. کمپرسورهای سانتریفوژ پربازده، نیازمند پخش جریان بخصوصی می باشند که می تواند باعث رشد سریع لایه مرزی در نیمه دوم گذرگاه جریان نسبتاً طولانی روتور شود. این رفتار اغلب جدایی جریان را که باعث تشکیل ناحیه دنباله شده و به صورت جت درمی آید را از سطح مکش تیغه به سطح فشار تیغه وارد می کند این جدایی جریان پتانسیل پخش کنندگی را برای چرخ کاهش می دهد و باعث ایجاد ساختارهای پیچیده جت/ دنباله jet/ wake در خروجی روتور می شود. این شرایط خروجی روتور سپس باعث تلفات ناشی از اختلاط و جریان ناپایدار ورودی به دیفیوزر می شود که این خود منجر به کاهش بیشتر بازده آن طبقه خواهد شد.

یک مطالعه گسترده در مورد رفتار جریان در روتور کمپرسورهای سانتریفوژ توسط [۱۹,۱۰]Eckardt به انجام رسید. او به اندازه گیری های دقیقی از سرعتهای جریان و جهتها در مکانهای مختلف در میدان جریان ،از ورودی هدایت کننده(Inducer ) تا خروجی روتور دست یافت. در مطالعه اول[۱۹] که با یک چرخ( روتور) شعاعی انجام شده مشاهده شد که جریان در هدایت کننده شعاعی و قسمت بالادست روتور نسبتاً بدون اغتشاش است. اولین اغتشاش و پییچدگی های جریان در حدود ۶۰% ا ز وتر، با ورود جدایی جریان در گوشه بین بدنه و سطح مکش گذرگاه، ظاهر شدند. پس از برخورد قسمت جدایی، یک رشد سریع در ناحیه دنباله در گوشه بین بدنه و سطح مکش رخ داد که مشخص شد که مربوط به افزایش چگالی

جریان ثانویه است. گردابه های نزدیک پوسته و گوشه بین توپی و سطح مکش لایه مرزی های دیواره های کانالها را به اصطلاح” پوست کندند” و سیال کم انرژی را وارد دنباله نمودند. سیال کم انرژی دیگری از فاصله نوک پره بداخل ناحیه دنباله وارد شده و باعث شد که دنباله بطور قابل توجهی در نیمه پائین دست روتور افزایش یابد. الگوی مغشوش جریان سیال پرانرژی و کم انرژی(jet/wake ) تا خروجی چرخ امتداد می یابد. زیرا اختلاط مغشوش لایه های برشی جت و دنباله توسط چرخش سیستم و اثرات انحنا، فرو نشانده می شود. در

نتیجه در تخلیه چرخ، تلفات اساساً در دنباله و در طول دیواره های گذرگاهها متمرکز شده است. [۲۰] Eckardt سپس رفتار جریان را در دو روتور سانتریفوز مقایسه کرد، یکی با تخلیه شعاعی و دیگری بصورت backswept هر دو از پوسته و دیفیوزرهای بدون پره مشابهی بهره می بردند. تنها تیغه بندی و شکل hub اصلاح شده بود. او دریافت که الگوی جریان در ناحیه هدایت کننده هر دو دستگاه بطور مشابه گسترش یافت و در هر دو یک جدایی جریان سه بعدی در shroud در ناحیه دارای حداکثر انحنای خط جریان نوک پره آغاز گردید . اگرچه تفاوت قابل توجهی در نیمه دوم گذرگاه جریان مشاهده شد. در روتور با تخلیه شعاعی یک الگوی قوی jet/wake با شدت افزاینده ای تا خروجی ادامه یافت ولی برای روتور backward- swept اغتشاش بسیار کمتری اتفاق افتاد که حاصل اختلاط بهبود یافته jet/wake می باشد.

جریان یکنواخت تر تخلیه، همراه با روتور backswept کارآیی دیفیوزر پره دار را بهبود خواهد بخشید و بنابراین کارآیی هر طبقه بهبود خواهد یافت.
مطالعات صورت گرفته توسط Eckardt یک روتور unsplittered را بکار گرفت. اگرچه یک روتور با تیغه های splitter توسطkrain[21] مورد بررسی قرار گرفت. پروفیل سرعت الگوهای جریان متفاوت در کانالهای مجاور و پایین دست لبه حمله تیغه های جداکننده ((splitter-blade مشاهده گردید. پروفیلهای سرعت، افزایش بار در کانال سمت تحت فشار تیغه اصلی و یک گرادیان سرعت مسطح شده در کانال سمت تحت مکش را نشان دادند. با حرکت جریان به سمت پایین دست از طریق مسیر جریان جداگانه، دنباله گسترش بیشتری را در سمت مکش تیغه اصلی نشان داد.

مطالعات Eckard با استفاده از دیفیوزر بدون پره با مساحت ثابت انجام شد، که جریان Impeller توسط اغتشاش هیچ دیفیوزری تحت تأثیر قرار نمی گیرد. اگر چه برای دستیابی به بازده بالاتر و نسبت فشارهای بالاتر در طبقات کمپرسور سانتریفوژ، دیفیوزرهای پره دار موردنیاز است. بازده طبقات کمپرسور سانتریفوژ بطور قابل توجهی می تواند تحت تأثیر اثر متقابل بین دیفیوزر و Impeller قرار بگیرد. بازیابی دیفیوزر تحت تأثیر جریان بسیار مغشوش و ناپایدار خروجی از Impeller قرار می گیرد. همچنین وقتی که Impeller و دیفیوزر بصورت نزدیک به هم بسته شده اند، اثرات ناشی از تیغه های دیفیوزر می تواند جریان داخلی Impeller را از طریق مغشوش کردن میدان فشار استاتیک در خروجی Impeller و ورودی دیفیوزر تحت تأثیر قرار

دهد. این اثر، همچنین اگر اعداد ماخ فراصوتی در لبه حمله دیفیوزر رخ دهد و شوکها تا ناحیه تخلیه Impeller ادامه یابد، بیشتر مشخص خواهد بود. Krain[21]، جریان را در یک طبقه کمپرسور سانتریفوژ با دیفیوزرهای پره دار و بدون پره مورد مطالعه قرار داد. در این طبقه، یک تخلیه شعاعی از Impeller با تیغه های جدا کننده مورد استفاده قرار گرفت، و دیفیوزر پره دار یک قطعه تخت با کانال مستقیم بود. او تنها اثرات ضعیفی از دیفیوزر پره دار بر روی میدان جریان تخلیه Impeller، متناسب با رفتار جریان با دیفیوزر بدون پره، به علت فاصله زیاد جدایی بین Impeller و دیفیوزر، مشاهده نمود.

اگر چه در ناحیه ورودی دیفیوزر پره دار، جریان بسیار مغشوش، با نوسانات دوره ای بزرگ در زاویه جریان محلی بوده و حاصل ناپایداری ها در جریان تخلیه Impeller می باشد.
این آزمایش خلاصه از خصوصیات جریان در کمپرسورهای سانتریفوژ، باید باعث ترسیم پیچیدگی چنین جریانهایی و نشان دادن لزوم درک رفتار جریان، در راستای رسیدن به کارآیی بهینه در اجزاء و طبقات در طراحی گردد.
جریان در سیستم های انبساطی:

سیستم های انبساطی نوعاً شامل یک یا تعداد بیشتری طبقات توربینهای محوری یا شعاعی می باشند. در کاربردهای هوا فضا، توربینهای محوری تقریباً بطور انحصاری مورد استفاده قرار می گیرند. توربینهای شعاعی بیشتر در دستگاههای کوچک مانند واحدهای تولید نیروی کمکی برای هواپیما، توربوشارژرها و توربین های گازی صنعتی کوچک کاربرد پیدا می کنند.
جریان در توربینها دارای خصوصیاتی چون گرادیان فشارهای بزرگ و متنوع و نرخ انتقال حرارت بالا می باشد که ناشی از گازهای داغی است که از محفظه احتراق خارج می شوند. به دلیل محیط با دمای بالا که توربین ها در معرض آن هستند، جریانهای خنک کاری لایه ای برای حفاظت اجزای توربین و دیواره ها از صدمات حرارتی به کار گرفته می شود. این جریان های خنک کننده به درون مسیر جریان اولیه و از طریق سوراخهایی در تیغه های توربین و دیواره ها، تزریق می شوند.

اثر متقابل جت های خنک کننده با جریان اصلی منجر به ساختارهای پیچیده جریان همراه با گرادیانهای دمایی بالا در مسیر اصلی گاز می شود.
همانند سیستمهای تراکمی، میدان جریان در توربین نیز تحت تأثیر لایه های مرزی تیغه و دیواره، اثر متقابل تیغه- دیواره، چرخش، سرعت نسبی Shroud، جریان نشتی نوک پره، شوکها، اثر متقابل شوک- لایه مرزی، جریان ناپایدار، و اثر متقابل ردیف پره ها قرار دارد که باعث ایجاد یک جریان بسیار پیچیده و سه بعدی می شود.
در قسمت بعدی، بسیاری از این حالتهای میدان جریان توربین با جزئیات بیشتر برای هر دو نوع توربین شعاعی و محوری مورد بررسی قرار خواهد گرفت.
جریان در توربین های محوری:

توربین های محوری از یک یا چند طبقه از استاتور و روتور برای انبساط جریانی که از محفظه احتراق خارج می شود، استفاده می کنند. آنها در سرعتهای دورانی بالایی کار می کنند و می توانند جریانهای فراصوتی را تجربه کنند. مسیر جریان مربوط به این توربین ها تغییرات شعاعی کمی در امتداد ردیف پره ها دارند و جریان ورودی و خروجی اساساً در راستای محوری است. تیغه های توربین های محوری معمولاً دارای ضریب شکل پایین و پیچش بالا هستند. آنها نوعاً ضخیم بوده و لبه حمله آنها گرد است تا مطابق با مسیرهای خنک کاری داخلی آن باشد. از آنجا که توربین در محیطی از گازهای داغ خروجی از محفظه احتراق کار می کند، انتقال حرارت یک مسئله مهم است. طبقات اولیه توربین جریانهای با دمای بالائی را تحمل می کنند و در نتیجه آنها نوعاً از نوع خاصی جریان خنک کاری بهره می برند.

این جریان می تواند از گذرگاههای خنک کاری داخلی و از طریق سوراخهایی در تیغه، تزریق شود تا یک لایه محافظ از هوای خنک تر در طول سطح ایرفویل را فراهم آورد. هوای خنک کننده همچنین می تواند در طول دیواره ها تزریق شود. در نتیجه، جریان اصلی تحت تأثیر این جریان خنک کننده قرار خواهد گرفت. علاوه بر این، رفتار گازهای داغ محفظه احتراق، با عبور آن از ردیف پره های متوالی تغییر خواهد کرد.

کارکرد توربین های محوری می تواند توسط بسیاری از پدیده های پیچیده جریان تحت تأثیر قرار گیرد. بنابراین، درک صحیح ساختار و خصوصیات انتقال گرما در جریان، دارای اهمیت بالایی در یک طراحی موفق می باشد. از آنجایی که آزمودن تمام این ویژگیها در اینجا غیرممکن است، گزیده ای از پدیده های جریان بطور خلاصه مورد بحث قرار خواهد گرفت تا یک فهم کلی از طبیعت پیچیده میدانهای جریان در توربینهای محوری فراهم گردد.

عوامل قابل توجهی در رابطه با تلفات در توربینهای محوری، لایه مرزی دیواره ها و جریان ثانویه مربوط می باشد. این ساختارهای جریان، توسط پژوهشگران متعددی در طی سالها مورد بررسی قرار گرفته اند. Langston[22] یک مطالعه موشکافانه در مورد جریان سه بعدی در ردیف پره توربین هواپیمای فروصوتی انجام داد که روی جریان دیواره ها متمرکز بود. Sieverding[23] یک بازنگری جامع از جریان ثانویه در گذرگاههای مستقیم پره های توربین، تألیف نمود. وی ساختار گردابه های جریان ثانویه و اثر آنها بر روی لایه مرزی دیواره هاو تلفات را تشریح کرد. sharma, Butler[24] بررسی بیشتری را براساس آزمایشات بیشتر با ردیف پره ها فراهم کردند در اواخر Detemple-Laake[25] جریان های دیواره ها را برای ردیف پره

های توربین هواپیما ی فراصوتی مورد آزمایش قرار دادند. براساس توضیحات آنها، خلاصه ای از خصوصیات جریان ثانویه و دیواره ها قابل جمع آوری است. در ناحیه لبه حمله، لایه مرزی دیواره جدا شده و بصورت گردابه های نعل اسبی به چرخش در می آید. این گردابه دو بازو دارد که به دور لبه حمله برروی هر دو سطح فشار ومکش تیغه می پیچد. دو بازوی گردابه های نعل اسبی که وارد هر گذرگاهی از ردیف پره ها می گردد، در جهت مخالف گردش می کند. وقتی که بازوی سمت فشار گردابه نعل اسبی وارد گذرگاه می شود به سمت مکش تیغه مجاور هدایت می گردد که بعلت اختلاف فشار تیغه به تیغه می باشد. جریانهای دیواره ای قوی در گذرگاه از سمت فشار به سمت مکش بازوی سمت فشار گردابه را تغذیه می کند و بصورت گردابه گذرگاهی رشد می کند که مشخصه بارز میدان جریان است.

بازوی سمت مکش گردابه نعل اسبی بعلت گردایان فشار معکوس در گذرگاه به روی سطح مکش، پشت لبه حمله روبیده می شود. گردابه قسمت مکش از شکل سطح مکش ایرفویل پیروی می کند و نزدیک دیواره باقی می ماند. تا اینکه گردابه گذرگاه با آن درآمیخته و بازوی سمت مکش گردابه را از دیواره دور کند. با حرکت جریان به سمت پایین دست جریان بازوی سمت مکش گردابه به دور قسمت بیرونی گردابه گذرگاهی گردش می کند که دارای گردش مخالف است. قسمت اعظم سیال از لایه مرزی ورودی به درون گردابه نعل اسبی روبیده

می شود. اگرچه سیال مربوط به قسمت داخلی لایه مرزی ورودی ردیف پره اصلی، قسمتی از گردابه نمی شود. در عوض این سیال به سوی سمت مکش تیغه هدایت می شود،جایی که در آن از سطح ایرفویل بالا می رود. و یک نوار باریکی از سیال روی ایرفویل را بوجود می آورد و از ردیف پره در بالای گردابه گذرگاه خارج می شود. از آنجا که سیال لایه مرزی ورودی نیز بخشی از گردابه نعل اسبی گردیده است و یا به سوی سمت فشارهدایت شده است، یک لایه مرزی بسیار نازک درپایین دست سیستم گردابه نعل اسبی شکل می گیرد. با حرکت بازوی سمت فشار گردابه نعل اسبی در عرض گذرگاه، سیال با مومنتوم کم را از این لایه مرزی تازه تشکیل شده بدنبال خود می کشد و رشد می کند تا تبدیل به گردابه گذرگاهی شود.

لایه مرزی های تیغه و دنباله نیز در تلفات توربین های محوری سهیم هستند.statny , safarik[26] رفتار لایه مرزی را در یک ردیف پره توربین تراصوتی مستقیم آزمایش کردند. آنها مشخص کردند که در قسمت مکش تیغه یک کاهش پایداری لایه مرزی آرام، در ناحیه گلوگاهی در محل اولین تراکم فراصوتی اتفاق افتاد. یک کاهش پایداری نیز در لایه مرزی آرام در روی سطح فشار رخ داد ولی انتقال به جریان مغشوش رخ نداد، که بعلت شتاب بعدی جریان بعد از تراکم فراصوتی می باشد.

مشخصات جریان در دنباله پایین دست استاتور یک توربین محوری توسط [۲۱]Romey, Binder مورد آزمایش قرار گرفت. مطالعات آنها روی اختلاط دنباله و رفتار جریان گردابی ثانویه متمرکز بود. آنها تلفات ناشی از جریان دنباله در چهار موقعیت محوری پایین دست لبه فرار استاتور را مورد بررسی قرار دادند.
در نزدیک لبه فرار دنباله بصورت یک ناحیه با تلفات بالا مشاهده شد که مقداری در جهت شعاهی متمایل شده بود که بعلت توزیع شعاعی زاویه جریان خروجی استاتور است. علاوه برحضور دنباله دو ناحیه پرتلفات نزدیک دیواره شناسایی شد. این ساختارها ناشی از گردابه های گذرگاهی shroud و hub بودند. ناحیه پرتلفات ناشی از گردابه گذرگاه shroud بسیار نزدیک به hub قرار گرفته است. این رفتار از گردایان فشار شعاعی ناشی می شود که یک جریان به سوی hub تولید کرده و باعث می شود که گردابه های گذرگاهی بصورت شعاعی بداخل حرکت کنند و درون دنباله جریانی حتی شدیدتر به سمت hub وجود داشته باشد و باعث انتقال سیال کم انرژی از دنباله به سمت داخل شده و ناحیه تلفات در نزدیکی hub را

افزایش می دهد. در پایین دست، دنباله بیشتر در جهت شعاعی منحرف می شود. در نزدیکی shroud دنباله توسط گردابه گذرگاه shroud تغییر شکل داده می شود. همچینن درون دنباله گردابه های دیگری در ارتباط با گردابه های رها شده از لبه فرار و گردابه های باقیمانده از بازوی سمت مکش گردابه نعل اسبی حضور دارند. هم اختلاط دنباله و هم جریان شعاعی روبه داخل سیال کم انرژی تمایل به کاهش تلفات در دنباله دارند. تقریباً باندازه ۳/۳ طول وتر به سمت پایین دست نواحی گسسته پرتلفات با هم مخلوط می شوند و خود دنباله نیز دیگر قابل رؤیت نیست.

شوکها و اثر متقابل شوک – لایه مرزی نیزمنبع بزرگی از تلفات در میدان جریانی توربین های محوری تراصوتی می باشند. [۲۵]Detemple-Leak, [28]kost, Graham اثر متقابل بین شوکها و جریانهای لایه مرزی را برای ردیف پره های توربین های تراصوتی دور بالا در گستره ای از اعداد ماخ خروجی، مورد آزمایش قرار دادند.
خلاصه ای از یافته های آنها بینشی را نسبت به پیچیدگی های تعامل شوک- لایه مرزی فراهم می آورد. برای اعداد ماخ خروجی مادون صوت، جریان گذرگآهی به سرعت در طول سطح مکش شتاب می گیرد و به سمت گلوگاه در پایین منبسط می شود که همراه با نواحی محلی با جریان مافوق صوتی می باشد. این نواحی مافوق صوت در پائین دست و در یک شوک نرمال از بین می روند. با افزایش عدد ماخ خروجی به حالت فراصوتی، ردیف پره خفه می کند و جریان در پائین دست گلوگاه بصورت فراصوتی منبسط می شود و یک شوک نرمال قوی در لبه فرار ایجاد می کند.

با افزایش بیشتر عدد ماخ خروجی ، ساختار این شوک لبه فرار قوی تر و مورب تر می شود و سرانجام سیستمی از شوکها مایل و منعکس شده را تولید می کند. شوک سمت مکش لبه فرار توسط دنباله تیغه مجاور انحنا برمی دارد. شاخه مربوط به سمت فشار شوک لبه فرار از عرض گذرگاه می گذرد تا به سطح مکش تیغه مجاور برخورد کند. این شوکهای برخورد کننده سپس از سطح مکش بعنوان پیامدی از موجهای تراکمی – انبساطی – تراکمی، منعکس می شود. بسته به قدرت شوک لبه فرار افزایش فشار در عرض شاخه ای از شوک که به سطح مکش برخورد می کند ممکن است باعث بلندشدن لایه مرزی آرام سطح مکش و توسعه یک حباب جدایی گردد. وقتی که عدد ماخ خروجی به محدوده فراصوتی افزایش می یابد ساختار شوک لبه فرار بیشتر کج می شود، بطوریکه هم نقطه برخورد و هم جدایی لایه مرزی در سطح مکش به سمت لبه فرار حرکت می کند. در اتصال مجدد لایه مرزی مغشوش می شود. جریان ناپایدار و اثرات متقابل ردیف پره می تواند ساختار میدان جریان ولتاز در توربین های محوری را به شدت تحت تأثیر قرار دهد. zeschky, Gallus[29] تأثیر دنباله استاتور بالادست را برروی جریان از طریق روتور یک توربین محوری مادون صوت مورد آزمایش قرار دادند. آنها دریافتند که جریان روتور بطور مشخص تحت تأثیر شرایط ناپایدار و دوره ای ورودی ناشی از استاتور، قرار می گیرد.

اثر دنباله های استاتور هنوز می تواند در خروجی روتور ردیابی شود. تغییرات سرعت متوسط زمانی خروجی روتور و زاویه خروجی جریان مشاهده شدند که منطبق با دنباله عبوری استاتور هستند. بیشترین نوسانات در مشخصات این جریانها در قسمت hub و نوک پره ردیابی شدند جایی که دنباله های عمیق استاتور و قطعه قطعه شدن گردابه های ثانویه استاتور بطور دوره ای سطح بالایی از اغتشاش و مؤلفه های عرضی تقویت شده سرعت، به سمت سطح مکش را تولید می کند.
دنباله های استاتور برخورد کننده به سطح تیغه و روتور همچنین ترانزیشن زودرس لایه مرزی را سبب می شود که شدت اغتشاش را در دنباله افزایش دهد و سرعت جریان آزاد را در لبه دنباله کاهش می دهد و منجر به تلفات پروفیلی بیشتر می شود.

جریان در توربین های چند طبقه عمودی پیچیده تر نیز می شود. Arndt[30] ِ پدیده های جریان ناپایدار در یک توربین کم فشار پنج طبقه را مورد آزمایش قرار داد. اندازه گیریها در پائین دست هر یک از ردیف پره های روتور صورت گرفت. Arndt دریافت که تعامل روتور- روتور و روتور – استاتور ، هر دو اثر قابل توجهی برروی جریان در یک توربین دارند و هر دو شکل تعامل دارای اهمیت قابل مقایسه ای هستند.

اثر متقابل روتور- روتور اساساً از دنباله های رها شده توسط ردیف پره یک روتور و تأثیر آن روی جریان در طول روتور بعدی در پائین دست ناشی می شود.
این تعامل روتور- روتور القاشده توسط دنباله، نوسانات قوی و دوره ای سرعت را برای هر ردیف پره روتور در پایین دست طبقه اول تولید می کند.
اثر متقابل روتور- استاتور از اثر جریان خروجی غیریکنواخت محیطی استاتور به سمت ردیف پره روتور پایین دست بعدی، نتیجه می شود. تغییرات محیطی در عمق دنباله و سطح اغتشاش در پایین دست هر روتور اندازه گیری شد.

نمونه های پیشین از تعامل ردیف پره در توربین های محوری بر روی جریان مادون صوتی متمرکز بود. اگر چه، گذرگاه ناپایدار موجهای شوکی در یک طبقه از توربین می تواند همچنین اثر مشخصی در رفتار جریان و کارکرد آیرودینامیکی ردیف پره یک توربین داشته باشد.

جریان در توربین های با نسبت فشار بالا، تحت تأثیر ساختارهای شوک می باشد که با یک الگوی ناپایدار به سمت ردیف پره بعدی حرکت می کنند.
Collie[31] اثرات ناپایدار موجهای فشاری عبوری از یک مجموعه ردیف پره را مورد مطالعه قرار داد. آنها مشاهده کردند که موجهای فشاری از ردیف پره بالادست، بطور مکرر در عرض گذرگاه تیغه منعکس شده و بطور پیوسته قدرت شوک کاهش می یابد. علاوه بر این آنها دریافتند که شاخه سمت فشار شوک لبه فرار به سمت انتهای مجموعه ردیف پره ها حرکت می کند تا اینکه تقریباً به لبه فرار مجاور متصل می شود و سپس شروع به بازیابی به موقعیت اصلی خود می کند.
این رفتار ناپایدار جریان منجر به نوسانات بزرگی در Lift تیغه و تلفات Cascade می شود. انتقال حرارت نیز یک موضوع بسیار مهمی در میدانهای جریان در توربین می باشد، زیرا ردیف پره ها در معرض گازهای داغ حاصل از احتراق قرار دارند.

Blair[32] توزیع انتقال حرارت روی سطح تیغه و دیواره hub در گذرگاه روتور یک توربین محوری را مورد بررسی قرار داد. تحقیقات بر روی اثرات جریانهای ثانویه نوک پره و hub، نشتی نوک و سیستم گردابه نعل اسبی لبه حمله، متمرکز بود. تمام این ساختارهای سه بعدی جریان، تولیده کننده ناحیه هایی با افزایش چشمگیر انتقال حرارت بودند.
بر روی سطح مکش، جریانهای ثانویه hub و نوک عامل بالاتر بودن نرخ انتقال حرارت تا ۶۰% بیش از ناحیه midspan در روتور هستند.
بهرحال نرخهای بالاتر انتقال حرارت در سطح مکش، midspan value مشاهده شده در ناحیه بسیار متمرکز نزدیک نوک را تقریباً دو برابر می کند، جایی که نشت جریان نوک داخل گرداب بالا رول می شود. گرداب نعل اسبی لبه حمله سبب افزایش انتقال حرارت در ناحیه نزدیک محل تقاطع لبه حمله روتور و دیواره hub می شود.
نرخ انتقال حرارت در این ناحیه تقریباً دو برابر مقادیر مشاهده شده در دیواره در نیم گام لبه حمله است.

همچنین مسئله مهم در یک میدان جریان توربین بسیار سه بعدی، رفتار رگه های داغ از خروجی محفظه احتراق و جریانهای خنک کننده از ردیفهای پره بالادست است.
Roback, Dring[33,34] از یک rotating rig در مقیاس بزرگ با یک توربین مدل مرحله ای استفاده کردند تا اثر پروفیل دمای ورودی توربین غیریکنواخت به علت رگه های گرم و سرد تولید شده توسط محفظه احتراق را بررسی کنند. همچنین برای اینکه در مورد اثر« خنک کنندگی به روش Phantom» مطالعه کنند که زمانی اتفاق می افتد که هوای خنک کننده تخلیه شده از لبه فرار استاتور بالادستی روی روتور پایین دستی به صورت غیریکنواختی جمع می شود.

مطالعات آنها محلهایی را روی روتور توربین آشکار ساخت که بیشتر احتمال داشت تجمع رگه های گرم و سرد و خنک کنندگی Phantom قوی تر باشد.
مطالعات تجربی آشکار ساخت که رگه های گرم بیشتر تمایل دارند که روی سطح فشار روتور تجمع کنند در حالیکه رگه های سرد روی سطح مکش تجمع می کنند. این تفاوت در رفتار از تفاوت در دانستیه دو جریان ناشی می شود.

همچنین مشاهده شد که رگه ها براساس محل Spanwise که در آن معرفی شده اند، می توانند به مناطق hub و نوک روتور حرکت کنند.
بنابراین رگه ها می توانند دما را هم در دیواره ها و هم در نوک روتور تغییر دهند.
بهرحال جریانهای ثانویه نوک و hub روی روتور، تجمع رگه های سرد نزدیک دیواره ها را حداقل می کند که این کار با ممانعت از رسیدن آنها به سطح مکش صورت می گیرد.
رفتار جریان خنک کننده استاتور به شدت تحت تأثیر سرعت خنک کننده است.
تحت شرایط تیپیکال عملکرد توربین که سرعت خنک کننده کمتر از سرعت جریان آزاد است، جریان خنک کننده تمایل دارد روی سطح مکش روتور تجمع کند در حالیکه تجمع رگه گرم ضعیف تر است.

جریان خنک کننده به فشار سطحی نمی رسد در حالیکه تجمع رگه های گرم قوی تر است مگر آنکه سرعت جریان خنک کننده از سرعت جریان آزاد تجاوز کند.
Josleyn , Dring رفتار پروفیل دمای ورودی spanwise شبیه سازی شده را در حالیکه از بین همه سه ردیف پره های یک توربین محوری مرحله ای عبور کرد، بررسی کردند.
آنها اثر میدان جریان سه بعدی روی اختلاط پروفیل دمای ورودی اساساً سهموی را بررسی کردند و دریافتند که گرچه دوسر ردیف پره ها در اختلاط پروفیل مشارکت دارند ولی اثر روتور قوی تر است.
مشخص شده است که منبع اولیه اختلاط شعاعی در استاتور اول، جریان شعاعی در دنباله اش به علت گرادیان فشار استاتیک شعاعی وجریانهای ثانویه دیواراست.
اختلاط شعاعی مضاعف در فاصله محوری بین استاتور و روتور اتفاق می افتد.

در روتور، اختلاط شعاعی بشدت تحت تأثیر جریانهای ثانویه hub,tip، جریان نشتی نوک و relative eddy غیر لزج مرتبط با قاب مرجع گردان است.
relative eddy برای انتقال سیال گرمی که وارد گذرگاه روتور نزدیک midspan به سمت خارج مقابل tip و در طول سطح فشار میشود بکار می رود.
این سیال گرم سپس از فاصله لقی نوک عبورمی کند که سبب بار حرارتی بالاتر نه فقط در rotor tip بلکه همچنین در نوک استاتور دوم می شود.
د رجریان پایین دست استاتور دوم اختلاط پروفیل دما تقریباً کامل است.

استفاده از خنک کردن لایه ای برای محافظت سطح پره های توربین از محیط گازگرم می تواند اثر مهمی روی رفتار جریان داشته باشد و می تواند روی تلفات آیرودینامیکی مؤثر باشد.
Haller, Camus[36] اثر خنک کنندگی لایه ای روی پره روتور توربین گازی ترانسونیک آزمایش شده در یک cascade سه بعدی را بررسی کردند.
یک جریان خنک کننده شبیه سازی شده از ردیف سوراخهای خنک کننده در سطح مکش خنک کننده خارج شد. ۵ محل محوری مختلف برای ردیف سوراخهای خنک کننده قابل شناسایی بود و نتایج با یک ایروفویل خنک نشده مرجع مقایسه شد.

برای همه شکلهای خنک شده آزمایش شده،اثر روی کارآیی اندک بود. افزایش افت در اثر اختلاط خنک کننده و جریان اصلی و همچنین اصطکاک پوسته ای افزایش یافته و جریان پایین دست اختلاط لایه مرزی مغشوش ناحیه تزریق ایجاد شد.

وقتی سوراخهای خنک کننده در جریانهای بسیار بالادستی، روی سطح مکش قرار گرفتند در یک محدوده مادون صوت لایه خنک کننده فقط تغییرات کوچکی در کارآیی ردیف پره ایجاد کرد. به هر حال وقتی حفره های خنک کننده تا حدی دورتر از جریان پایین دست در محدوده تشدید شیفت شدند، با یک عددماخ جریان آزاد اندکی زیر صوت،لایه خنک کننده لایه مرزی لایه ای را می لغزاند که باعث جریان پایین دست لایه مرزی مغشوش ضخیم در حفره های خنک کننده می شود. وقتی حفره های خنک کننده دقیقاً در جریان بالادستی گلوگاه قرار می گیرد یک شوک تراکمی محلی در جریان بالادستی لایه خنک کننده و یک shock turning در جریان پایین دست ایجاد می شود.

اغتشاش حاصل در جریان اصلی در بیش از ۲۰% از پهنا ی گلوگاه گسترش می یابد. وقتی حفره های خنک کننده دورتر ا زجریان پایین دستی و در ناحیه انتشار سطح مکش قرار می گیرند، خروج خنک کننده، یک شوک تراکمی مضاعف در عرض کل گذرگاه ایجاد می کند در زمانی که لایه جداشده برروی سطح پره بر می گردد.
در تمام موارد یک افزاش سریع ضخامت لایه مرزی در عرض لایه خنک کننده مشاهده شد. به هر حال وقت سرعت خروج افزایش می یابد لایه مرزی بطور نسبی ضخیم تر می شود. در سرعتهای خروج بالاتر، جت خنک کننده به وضوح در پروفیل سرعت لایه مرزی درست در پایین دست فیلم قابل مشاهده است که بتدریج مخلوط می شود. به هر حال آثاری از jet تا نزدیکی لبه فرار هنوز قابل مشاهده است.

پاراگرافهای پیشین یک دید مختصر از پیچیدگی میدان جریان در توربینهای محوری و کثرت فاکتورهای مؤثر در بازده آیرودینامیکی ردیف پره های توربین فراهم کرد.
واضح است که توانایی مدل سازی رفتار جریانها برای طراحی موفق این اجرا ضروری است.