طراحی آیرودینامیکی فن محوری گذرصوت با نسبت منظری کم و اعتبارسنجی نتایج

نوع مقاله: مقاله مستقل

نویسنده

استادیار، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی اراک، اراک

چکیده

در سالهای اخیر گرایش به سمت طراحی فن‌های محوری گذرصوت با نسبت منظری کم افزایش یافته است. استفاده از این نوع پره‌ها منجر به افزایش راندمان رتور نسبت به پره‌های با نسبت منظری زیاد می‌گردد. در مقابل، بکارگیری چنین پره‌هایی موجب تشدید جریان سه‌بعدی، افزایش افت‌های ثانویه و ایجاد افت‌های ناشی از رخداد شوک می‌گردد. در مقاله حاضر با استفاده از روش انحنای خطوط جریان، طراحی فن محوری دو طبقه با نسبت منظری کم صورت گرفته است. به منظور استخراج مقادیر افت در فن محوری، از مدل‌های مناسب جهت افت‌های پروفیل، ‌افت ثانویه، افت شوک و افت درز نوک استفاده گردیده است. در استخراج پروفیل پره، از کمبر چند جمله‌ای و توزیع ضخامت ناکا 65 استفاده شده است. مقایسه نتایج بدست آمده نظیر مقادیر افت در پره‌ها، توزیع سرعت نصف‌النهاری، توزیع فشار و ضریب پخش و همچنین پارامترهای هندسی پره‌ها نظیر زاویه نصب، طول کورد، ضریب صلبیت و زاویه کمبر، با نتایج آزمایشگاهی حکایت از تطابق خوب نتایج دارد. با محاسبه زاویه نصب و توزیع ضخامت در هر مقطع، شکل سه‌بعدی پره‌ها استخراج گردیده است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


[1] Wennerstrom AJ  (1989) Low aspect ratio axial flow compressor: Why and what it means. J Turbomach 111(4): 357-364.

[2] Cunnan WS, Stevans W, Urasek DC (1978) Design and performance of a 427-meter-per-second-tip-speed two stage fan having a 2.40 pressure ratio. NASA Technical Paper 1314.

[3] Urasek DC, William TG, Cunnan WS (1979) Performance Of a two stage fan having low aspect ratio first stage rotor blading. NASA Technical Paper 1493.

[4] Lakshminarayana B (1996) Fluid dynamics and heat transfer of turbomachinery. John Wiley & Sons, New York, 1996.

[5] Hirsch C, Denton JD (1981) Throughflow calculations in axial turbomachines. AGARD Advisory report, No. 175، AGARD-AR-175.1981.

[6] Pachidis V (2007) Prediction of engine performance under compressor inlet flow distortion using streamline curvatur. J Eng Gas Turbines Power 129(1): 97-103.

[7] Wu CH  (1952) A General through-flow theory of flow in subsonic and supersonic turbomachines of axial-mixed-flow types. NASA Report, No. TN2604.

[8] Hearsey RM (1986) Practical compressor aerodynamic design. advanced topics in turbomachinery technolog. Principal Lecture Series No. 2, Concepts ETI.

[9] Templalexis I, Pilidis P, Pachidis V (2011)  Development of a two-dimensional streamline curvature code. J Turbomach 133(1): 1-7.

[10] Hu JF, Ou-Yang H, Zhu X Ch, Qiang XQ, Du Z (2011) An improved streamline curvature approach for transonic axial compressor performance prediction. J Aerospace Eng 225(5): 575-584.

[11] Gong WQ, Wu RK, Zhang B (2016) A new finite difference method to solve the velocity gradient equation in streamline curvature method. Adv Mech Eng 8(9): 1-13.

[12] Novak RA (1967) Streamline curvature computing procedures flow problems. J Eng Power-T ASME 89(4): 478-490.

[13] Jansen W, Moffatt WC (1967) The off-design analysis compressors. J Eng Power-T ASME 89(4): 453-462.

[14] Wilkinson DH (1970) Stability, convergence and accuracy of two-dimensional streamline curvature methods using quasi-orthogonals. 2nd edn. Proc Inst Mech Engrs 184: 108-119.

[15] Koch CC, Smith  LH (1976) Loss sources and magnitudes in axial flow compressors. J Eng Power-T ASME 98(3): 411-424.

[16] Swan WC (1958) A practical method of predicting transonic-compressor performance. J Eng Power-T ASME 83(3): 322-330.

[17] Griepentrog HR (1960) Secondary flow losses in axial compressors. AGARD LS 39, No. 3136.

[18] Storer JA, Cumpsty NA (1994) An aproximation analysis and predition method for tip clearance loss in axial compressors. J Turbomach 116(4): 648-656.

[19] Boyer KM (2003) An improved streamline curvature approach for off-design analysis of transonic compression systems. J Turbomach 125(3): 475-481.

[20] Urasek DC, William TG, Cunnan WS (1979) Performance of a two stage fan having low aspect ratio first stage rotor blading. NASA Technical Paper, 1493.

[21] Cunnan WS, Stevans W, Urasek DC (1978) Design and performance of a 427-meter-per-second-tip-speed two stage fan having a 2.40 pressure ratio. NASA Technical Paper, 1314.