Informacja o cookies

Zgadzam się Nasza strona zapisuje niewielkie pliki tekstowe, nazywane ciasteczkami (ang. cookies) na Twoim urządzeniu w celu lepszego dostosowania treści oraz dla celów statystycznych. Możesz wyłączyć możliwość ich zapisu, zmieniając ustawienia Twojej przeglądarki. Korzystanie z naszej strony bez zmiany ustawień oznacza zgodę na przechowywanie cookies w Twoim urządzeniu.

Publikacje Pracowników Politechniki Lubelskiej

Publikacje Pracowników PL z lat 1990-2010

Publikacje pracowników Politechniki Lubelskie z lat 1990-2010 dostępne są jak dotychczas w starej bazie publikacji
LINK DO STAREJ BAZY

Status:
Autorzy: Sadowski Tomasz, Golewski Przemysław
Rok wydania: 2011
Wersja dokumentu: Drukowana | Elektroniczna
Język: angielski
Numer czasopisma: 4
Wolumen/Tom: 50
Strony: 1326 - 1335
Web of Science® Times Cited: 56
Scopus® Cytowania: 69
Bazy: Web of Science | Scopus
Efekt badań statutowych NIE
Materiał konferencyjny: NIE
Publikacja OA: NIE
Abstrakty: angielski
The improvement of the temperature resistance of the aircraft engine elements can be obtained by application of a single ceramic thermal barrier coating (TBC) (e.g. Noda [1]) or several composite layers (e.g. Sadowski [2]). Engine elements protected by TBC can work safely in elevated temperature range above 1000 °C. Continuous endeavour to increase thermal resistance of engine the elements requires, apart from laboratory investigations, also numerical study of the different aero-engine parts. The most important are turbine blades, where high temperatures and stress concentrations during thermal shocks or thermal fatigue can be observed during engine exploitation. The high temperatures and stress concentrations can act as the local sources of damage initiation and defects propagation in the form of cracks. The present paper deals with the solution of the transient temperature transfer problem in bare and thermal barrier coated alloy Inconel 713 for the temperature range up to 1000 °C. The computational fluid dynamics (CFD) part of analysis was performed by application of ANSYS Fluent code receiving the temperature field of combustion gas, whereas computational structural mechanics (CMS) part concerning the temperature distribution inside the turbine blade was done by ABAQUS. Finally, the efficiency of the TBC layer (0.5 mm thickness) protecting and cooling channels was discussed in order to explore the operational temperature increase in the aero-engines.