Thèses sur le sujet « Gas Turbine Nozzle »
Créez une référence correcte selon les styles APA, MLA, Chicago, Harvard et plusieurs autres
Consultez les 28 meilleures thèses pour votre recherche sur le sujet « Gas Turbine Nozzle ».
À côté de chaque source dans la liste de références il y a un bouton « Ajouter à la bibliographie ». Cliquez sur ce bouton, et nous générerons automatiquement la référence bibliographique pour la source choisie selon votre style de citation préféré : APA, MLA, Harvard, Vancouver, Chicago, etc.
Vous pouvez aussi télécharger le texte intégral de la publication scolaire au format pdf et consulter son résumé en ligne lorsque ces informations sont inclues dans les métadonnées.
Parcourez les thèses sur diverses disciplines et organisez correctement votre bibliographie.
Harvey, Neil William. « Heat transfer on nozzle guide vane end walls ». Thesis, University of Oxford, 1991. http://ethos.bl.uk/OrderDetails.do?uin=uk.bl.ethos.293454.
Texte intégralRahim, Amir. « Effect of nozzle guide vane shaping on high pressure turbine stage performance ». Thesis, University of Oxford, 2017. https://ora.ox.ac.uk/objects/uuid:35274ff0-0ea7-47bc-adc3-388f136b9555.
Texte intégralJohnson, A. B. « The aerodynamic effects of nozzle guide vane shock wave and wake on a transonic turbine rotor ». Thesis, University of Oxford, 1988. http://ethos.bl.uk/OrderDetails.do?uin=uk.bl.ethos.329958.
Texte intégralKhorsand, Khashayar. « Numerical heat transfer studies and test rig preparation on a gas turbine nozzle guide vane ». Thesis, KTH, Kraft- och värmeteknologi, 2014. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:kth:diva-144412.
Texte intégralLee, Yeong Jin. « Aerodynamic Investigation of Upstream Misalignment over the Nozzle Guide Vane in a Transonic Cascade ». Thesis, Virginia Tech, 2017. http://hdl.handle.net/10919/77924.
Texte intégralMaster of Science
Rubensdörffer, Frank G. « Numerical and Experimental Investigations of Design Parameters Defining Gas Turbine Nozzle Guide Vane Endwall Heat Transfer ». Doctoral thesis, KTH, Energiteknik, 2006. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:kth:diva-3884.
Texte intégralQC 20100917
Rubensdörffer, Frank G. « Numerical and experimental investigations of design parameters defining gas turbine nozzle guide vane endwall heat transfer / ». Stockholm, 2006. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:kth:diva-3884.
Texte intégralAbdeh, Hamed. « Incidence Effects on Aerodynamic and Thermal Performance of a Film-Cooled Gas Turbine Nozzle Guide Vane ». Doctoral thesis, Università degli studi di Bergamo, 2018. http://hdl.handle.net/10446/105183.
Texte intégralAgricola, Lucas. « Nozzle Guide Vane Sweeping Jet Impingement Cooling ». The Ohio State University, 2018. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=osu1525436077557298.
Texte intégralColban, William F. IV. « A Detailed Study of Fan-Shaped Film-Cooling for a Nozzle Guide Vane for an Industrial Gas Turbine ». Diss., Virginia Tech, 2005. http://hdl.handle.net/10919/29856.
Texte intégralPh. D.
Leung, Pak Wing. « Aerodynamic Loss Co-Relations and Flow- Field Investigations of a Transonic Film- Cooled Nozzle Guide Vane ». Thesis, KTH, Kraft- och värmeteknologi, 2015. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:kth:diva-162130.
Texte intégralKedukodi, Sandeep. « Numerical Analysis of Flow and Heat Transfer through a Lean Premixed Swirl Stabilized Combustor Nozzle ». Diss., Virginia Tech, 2017. http://hdl.handle.net/10919/77393.
Texte intégralPh. D.
Saha, Ranjan. « Aerodynamic Investigation of Leading Edge Contouring and External Cooling on a Transonic Turbine Vane ». Doctoral thesis, KTH, Kraft- och värmeteknologi, 2014. http://urn.kb.se/resolve?urn=urn:nbn:se:kth:diva-150458.
Texte intégralÖkad verkningsgrad i turbomaskiner är en viktig del i strävan att minska användningen av fossila bränslen och därmed minska växthuseffekten för att uppnå en hållbar framtid. Gasturbinen är huvudsakligen fossilbränslebaserad, och driver luftfart samt landbaserad kraftproduktion. Enligt rådande läge och framtidsutsikter bibehåller gasturbinen denna centrala roll under kommande decennier. Trots betydande framsteg inom gasturbinteknik under de senaste årtionden finns fortfarande många designaspekter kvar att utforska och vidareutveckla. Dessa designaspekter kan ha stor potential till ökad verkningsgrad. Högtrycksturbinsteget är en av de viktigaste delarna av gasturbinen, där verkningsgraden har betydande inverkan på den totala verkningsgraden eftersom förluster kraftigt påverkas av tidigare förlopp. Huvudsyftet med denna studie är att bidra till verkningsgradsförbättringar i högtrycksturbinsteget. Studien är del i ett forskningsprojekt som undersöker ledskenans framkantskontur vid ändväggarna samt extern kylning, i jakten på dessa förbättringar. Den aerodynamiska inverkan av en förändrad geometri vid ledskenans ändväggar har i tidigare studier visat potential för ökad verkningsgrad genom minskade sekundärförluster. Ytterligare fokus krävs dock, med användning av en rimlig hålkälsradie. Samtidigt har extern kylning i form av filmkylning stor inverkan på verkningsgraden hos högtrycksturbinsteget och forskning behövs med fokus på den aerodynamiska inverkan. Av denna anledning studeras här inverkan både av ändrad hålkälsradie vid ledskenans framkant samt extern kylning i form av filmkylning av skovel, ändvägg och bakkant på aerodynamiska förluster och strömningsfält. Huvudpelaren i detta forskningsprojekt har varit en experimentell undersökning av en geometrisk replika av en modern tredimensionell gasturbinstator i en transonisk annulärkaskad. Detaljerade undersökningar i annulärkaskaden har gett betydande resultat, och bekräftat vissa tidigare studier. Detta har lett till ökad förståelsen för de komplexa flöden och förluster som karakteriserar gasturbiner. De experimentella undersökningarna av förändrad framkantsgeometri leder till den unika slutsatsen att den modifierade hålkälsradien inte har någon betydande inverkan på strömningsfältet eller sekundärförluster av den undersökta ledskenan. Anledningen till att förändringen inte påverkar förlusterna är i detta fall den tredimensionella karaktären hos ledskenan med en redan existerande typisk framkantsgeometri. Undersökningarna visar också att de komplexa sekundärströmningarna är kraftigt beroende av det inkommande gränsskiktet. Undersökning av extern kylning visar att kylflödet leder till en ökad profilförlust. Kylflöde på sugsidan samt bakkanten har störst inverkan på profilförlusten. Resultaten visar också att individuella filmkylningsrader har liten påverkan sinsemellan och kan behandlas genom en superpositionsprincip längs mittsnittet. En viktig slutsats är att kylflöde vid bakkanten leder till ökad utloppsvinkel tillsammans med ökade förluster och massflöde. Resultat tuder på att sekundärströmning kan minskas genom ökad kylning. Generellt ökar utloppsvinkeln markant i den sekundära flödeszonen jämfört med mittsnittet för alla undersökta fall. Den kraftiga förändringen i utloppsvinkel är dock inte märkbar i den sekundära flödeszonen i något av kylfallen jämfört med de okylda referensfallet. Denna zon fordrar ytterligare studier. Spårgasundersökning av ledskenan med koldioxid (CO2) visar att plattformskylning uppströms ledskenan koncentreras till skovelns sugsida, och når inte trycksidan som därmed lämnas mer utsatt för het gas. Detta påvisar den kraftiga interaktionen mellan sekundärströmning och kylflöden, och att inverkan från sekundärströmningen ej enkelt kan påverkas. De generella resultaten från undersökningen ökar förståelsen av komplexa turbinflöden, förlustbeteenden för kylda ledskenor, interaktionen mellan sekundärströmning och kylflöden, och ger rekommendationer för turbinkonstruktörer kring förändrad framkantsgeometri i kombination med extern kylning. Dessutom har studien gett betydande resultat och en stor mängd data, särskilt rörande profil- och sekundärförluster och utloppsvinkel, vilket tros kunna vara till stor hjälp för gasturbinssamfundet vid validering av analytiska och numeriska beräkningar.
QC 20140909
Turbopower, Sector rig
Roy, Jean-Michel L. « Development of Cold Gas Dynamic Spray Nozzle and Comparison of Oxidation Performance of Bond Coats for Aerospace Thermal Barrier Coatings at Temperatures of 1000°C and 1100°C ». Thesis, Université d'Ottawa / University of Ottawa, 2012. http://hdl.handle.net/10393/20681.
Texte intégralPrášek, Ondřej. « Návrh a posouzení alternativ přeplňování vznětového motoru s recirkulací ». Master's thesis, Vysoké učení technické v Brně. Fakulta strojního inženýrství, 2008. http://www.nusl.cz/ntk/nusl-228084.
Texte intégralHossain, Mohammad Arif. « Sweeping Jet Film Cooling ». The Ohio State University, 2020. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=osu1586462423029754.
Texte intégralDolan, Brian. « Flame Interactions and Thermoacoustics in Multiple-Nozzle Combustors ». University of Cincinnati / OhioLINK, 2016. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=ucin1479822588098224.
Texte intégralLynch, Stephen P. « Endwall Heat Transfer and Shear Stress for a Nozzle Guide Vane with Fillets and a Leakage Interface ». Thesis, Virginia Tech, 2007. http://hdl.handle.net/10919/31912.
Texte intégral
Results from these studies indicate that the secondary flow has a large influence on the coverage area of the leakage coolant. Increased leakage flow rates resulted in better cooling effectiveness and coverage, but also higher heat transfer rates. The two fillet geometries tested affected coolant coverage by displacing coolant around the base of the fillet, which could result in undesirably high gradients in endwall temperature. The addition of a large fillet to the endwall-airfoil junction, however, reduced heat transfer, even when upstream leakage flow was present.
Master of Science
Dhilipkumar, Prethive Dhilip. « Effect of Endwall Fluid Injection on Passage Vortex formation in a First Stage Nozzle Guide Vane Passage ». Thesis, Virginia Tech, 2016. http://hdl.handle.net/10919/72904.
Texte intégralMaster of Science
Mayo, David Earl Jr. « The Effect of Combustor Exit to Nozzle Guide Vane Platform Misalignment on Heat Transfer over an Axisymmetric Endwall at Transonic Conditions ». Thesis, Virginia Tech, 2016. http://hdl.handle.net/10919/78110.
Texte intégralMaster of Science
Sibold, Ridge Alexander. « The Effect of Density Ratio on Steep Injection Angle Purge Jet Cooling for a Converging Nozzle Guide Vane Endwall at Transonic Conditions ». Thesis, Virginia Tech, 2019. http://hdl.handle.net/10919/102650.
Texte intégralMaster of Science
Asar, Munevver Elif. « Investigating Turbine Vane Trailing Edge Pin Fin Cooling in Subsonic and Transonic Cascades ». The Ohio State University, 2019. http://rave.ohiolink.edu/etdc/view?acc_num=osu155551385206548.
Texte intégralANDREI, LUCA. « Film Cooling Modelling for Gas Turbine Nozzles and Blades : Validation and Application ». Doctoral thesis, 2014. http://hdl.handle.net/2158/857719.
Texte intégralChen, Jer-Jyh, et 陳哲志. « Numerical Analyses of the Spray Flow Around the Fuel Nozzle of a Gas Turbine Combustor ». Thesis, 1996. http://ndltd.ncl.edu.tw/handle/70564925404264848885.
Texte intégral國立成功大學
航空太空工程學系
84
Due to its low cost, heavy oil is frequently used as the fuel by the power industry as the dynamo-electric machine system is powered by the gas turbine. The use of heavy oil, however, usually yields depositions around the tip of the fuel spray system due to its complex ingredients and high viscosity. The depositions may block the gateway of the atomization air, thereby resulting in growing depositions. In the worst situation, the whole system has to be shut down in order to clean up the depositions. This thesis is thus devoted to the study of exploring the causes of the depositions by using fully numerical simulations. The software package CFDS-FLOW3D is employed in simulating the two-phase flow field of the atomization air and the spray around the fuel nozzle. The results obtained from the present extensive numerical simulations reveal that the following four situations may cause the depositions since under which some droplets of the spray are predicted to flow toward the wall around the tip of the fuel spray system. The first is to raise the pressure at the exit of the fuel spray system. The second is to aggrandize the spray droplets. The third is to enlarge the spray cone angle. Finally, partial blockage of the atomization-air gateway also deteriorates the depositions. The findings of these causes make the solid bases for the further investigation of preventing the fuel spray system from the depositions.
Cubeda, Simone. « Impacts of gas-turbine combustors outlet flow on the aero-thermal performance of film-cooled first stage nozzles ». Doctoral thesis, 2020. http://hdl.handle.net/2158/1197567.
Texte intégralBotha, Marius. « A comparative study of Reynolds-averaged Navier-stokes and semi-empirical thermal solutions of a gas turbine nozzle guide vane ». Diss., 2009. http://hdl.handle.net/2263/25738.
Texte intégralDissertation (MEng)--University of Pretoria, 2009.
Mechanical and Aeronautical Engineering
unrestricted
Liang, Jason Jian. « Design and Development of an Experimental Apparatus to Study Jet Fuel Coking in Small Gas Turbine Fuel Nozzles ». Thesis, 2013. http://hdl.handle.net/1807/43080.
Texte intégralPIEVAROLI, MARCO. « Matrix Cooling Systems for Gas Turbine Nozzles and Blades : Experimental Investigations and Design Correlations ». Doctoral thesis, 2014. http://hdl.handle.net/2158/993007.
Texte intégral