입구 압력 왜곡 형상에 따른 축류 압축기 성능 변화 연구

배성한; 김수빈; 김윤제

doi:10.5293/kfma.2024.27.6.005

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자료유형: 학술저널

저자정보: 배성한 (성균관대학교) 김수빈 (성균관대학교) 김윤제 (성균관대학교)

저널정보: 한국유체기계학회 한국유체기계학회 논문집 한국유체기계학회 논문집 제27권 제6호(통권 제147호)

발행연도: 2024.12

수록면: 5 - 13 (9page)

DOI: 10.5293/kfma.2024.27.6.005

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The evolution of modern commercial turbofan engines has led to larger diameters, which enhance efficiency and reduce noise. However, this has also increased the likelihood of inlet pressure distortion, particularly due to crosswinds. Computational fluid dynamics (CFD) was used to examine the effects of inlet pressure distortion on the tip and hub of a NASA rotor 67 model. Performance metrics, including the total pressure ratio, adiabatic efficiency, surge margin, and operating flow range, were evaluated. Metrics declined linearly as the central angle of the tip distortion area increased. A linear decline in total pressure ratio and adiabatic efficiency was observed when the hub distortion angle was increased at a 90° tip distortion angle. Conversely, surge margin and operating flow range exhibited a peak at a hub distortion angle of 180°. In comparison to the absence of inlet distortion, surge margin and operating flow range were reduced to 42.19 % and 52.27 %, respectively, with a 90° tip inlet distortion, and recovered to 95.94 % and 102.49 % with an additional 180° hub inlet distortion. The study also revealed that tip pressure distortion resulted in the generation of a weak shock wave and an increase in entropy due to tip leakage flow. These effects were found to be mitigated by the introduction of additional hub pressure distortion with an appropriate central angle.

#Computational fluid dynamics(전산유체역학) #Axial compressor(축류 압축기) #Surge margin(서지 마진) #Inlet pressure distortion(입구 압력 왜곡) #Flow separation(유동 박리) #Tip leakage flow(익단 누설 유동)

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