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한국유체기계학회 한국유체기계학회 학술대회 논문집 유체기계공업학회 2001 유체기계 연구개발 발표회 논문집
발행연도
2001.12
수록면
149 - 155 (7page)

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Recently, it is required to design higher stage pressure ratio compressor while maintaining equal adiabatic efficiency. To increase the stage pressure ratio, blade rotational speed or diffusion factor should be increased. In the case of increasing rotational speed, relative speed of flow at blade leading edge is well supersonic. In supersonic blade, total pressure loss is mainly due to shock wave and blade leading edge thickness should be very thin to minimize the shock wave loss. As a result, the blade is like to be week in terms of mechanical strength and the manufacturing cost is very high because NC machining is necessary. It is also one of big hurdle to overcome to make small compressor. In this paper, the effects of blade leading edge to the performance of supersonic blade in terms of total pressure loss. The efficiency of already known method to make thin blade leading edge from the casted blade with rather thick leading edge thickness is also assessed.

목차

ABSTRACT

1. 서론

2. 지배방정식 및 수치적 기법

3. 블레이드 앞전(Leading edge) 형상

4. 계산결과 및 고찰

5. 결론

참고문헌

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