部分噴射マイクロ衝動タービンを用いた多目的熱発電システムの開発

使用部分喷射微脉冲涡轮机开发多用途火力发电系统

• 批准号: 22K03896
• 负责人: 柴田 貴範
• 金额: $ 2.66万
• 依托单位: Iwate University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for Scientific Research (C)
• 财政年份: 2022
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2022-04-01 至 2025-03-31
• 项目状态: 未结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-22K03896/
• 关键词: マイクロランキンサイクル; 部分噴射; 極低比速度; 衝動タービン; 排熱発電; 最適化; 実験; 解析

本研究では、部分噴射を考慮したタービンの翼形状を広範囲にパラメタサーベイできる設計システムを構築し、代表的な設計条件に対して流れ解析を援用しながら翼形状を最適化、得られたタービン形状を実際に製造・組み立てて要素試験にて達成効率を確認し、他の膨張機形式と比べた時の部分噴射タービンの優位性を明確化することを目的としている。令和４年度は、部分噴射タービンの設計手法の確立に重点をおき、【１次元設計システムの構築】、【新規タービン翼のベースライン設計と翼形状の最適化】、【部分噴射時における損失評価手法の構築】に主として取り組み、以下の研究実績を得た。【１次元設計システムの構築】　システム仕様に合わせて大局的に最適なタービン翼を選定するため、１次元的なフローパターンと速度三角形から概略性能を予測する性能予測手法システムを構築し、流量と出力を固定した条件で、タービンの部分噴射率、回転数、ガスパス平均径、翼前後の流れ角など、広範囲に探索した。それにより、一様流入よりも部分噴射が有意になる部分噴射率と回転数の関係が明らかとなった。【新規タービン翼のベースライン設計と翼形状の最適化】　上記で選定した速度三角形に対して、新規のタービン翼のベースライン設計を実施した。そのベースラインの翼型形状を翼型最適化システムに取り込み、ラテン超方格サンプリング法にて翼形状をパラメトリックに修正、流れ解析も援用して最適な翼形状の創生方法を見出した。【部分噴射時における損失評価手法の構築】　一様噴射の流れ解析結果を用いて部分噴射時におけるタービン性能を予測する、部分噴射タービンの損失予測手法を構築した。これにより、周期境界条件を仮定した簡便な定常流れ解析の結果から、非周期境界条件下における部分噴射時の性能を予測できるようになった。

This study で は, partial injection を consider し た タ ー ビ ン の wing shape を hiroo van 囲 に パ ラ メ タ サ ー ベ イ で き る design シ ス テ ム を build し, on behalf of the design conditions に な し seaborne て flow れ parsing を invoking し な が ら を wing shape optimization, and ら れ た タ ー ビ ン shape を be interstate に み manufacturing, group set て て elements test に て を confirm し reach working rate, he の Expansion machine form と than べ た の part injection タ ー ビ ン の primacy を explicit す る こ と を purpose と し て い る. And 4 year は, part of the jet タ ー ビ ン の に design gimmick の established key を お き, 【 1 dimensional design シ ス テ ム の build 】 and 【 new rules タ ー ビ ン wing の ベ ー ス ラ イ ン の と wing shape optimization design], [part of jet に お け る loss evaluation 価 gimmick の build 】 に main と し て み り group, the following be の research performance を た. 【 1 dimensional design シ ス テ ム の build 】 シ ス テ ム shi others に close わ せ て the general situation of the optimal な に タ ー ビ ン wing を selected す る た め, 1 yuan な フ ロ ー パ タ ー ン と velocity triangle か ら general performance を be す る performance to measure technique シ ス テ ム を build し, flow と output を fixed し で た conditions, タ ー ビ ン の part injection rate, number of planning, ガ back Youdaoplaceholder0 average diameter, front and rear <s:1> flow れ Angle な な, wide 囲に exploration <s:1> た. そ れ に よ り, others into よ り も part injection が intentionally に な る と part injection rate back to planning several の masato が and Ming ら か と な っ た. The new rules タ ー ビ ン wing の ベ ー ス ラ イ ン の と wing shape optimization design 】 written で selected し た velocity triangle に し seaborne て, new rules の タ ー ビ ン wing の ベ ー ス ラ イ ン design を be applied し た. そ の ベ ー ス ラ イ ン の airfoil shape を airfoil optimization シ ス テ ム に take り 込 み, ラ テ ン super grid サ ン プ リ ン グ method に て wing shape を パ ラ メ ト リ ッ ク に correction, flow れ analytic も invoking し て optimum な wing shape を の creation method show the し た. When part of the jet に お け る loss evaluation 価 gimmick の build 】 a others in flow injection の れ analytical results を い て part injection に お け る タ ー ビ ン を performance to measure す る, partial injection タ ー ビ ン の loss to measure technique を build し た. こ れ に よ り, periodic boundary conditions を 仮 set し た simple な steady flow れ analytical results の か ら, aperiodic boundary condition に お け る の を to measure performance of partial injection で き る よ う に な っ た.