본 연구에서는 날개 두께 분포가 다른 두 임펠러를 이용하여 유체-구조 연성해석을 통해 운전익단간극을 예측하고 임펠러의 변형이 성능에 미치는 영향에 대해 연구하였다. 임펠러는 작동조건에서 작용하는 원심력, 압력, 열 하중의 영향으로 변형이 발생하게 된다. 이로 인해 초기 설계된 익단간극이 비균일하게 변화하는 것을 확인하였다. 특히 임펠러 날개의 선단과 후단에서 가장 큰 익단간극 감소가 발생하였으며, 이로인해 간극누설유동이 19.4% 감소하였다. 또한 운전조건에서 익단간극 감소로 간극누설 유량이 감소하면서 효율은 0.72% 증가하는 것을 확인하였다. 원심압축기 작동조건에서의 정확한 운전익단간극의 예측과 익단간극의 변화가 성능에 미치는 영향에 대해서 확인하였다.
본 연구에서는 날개 두께 분포가 다른 두 임펠러를 이용하여 유체-구조 연성해석을 통해 운전익단간극을 예측하고 임펠러의 변형이 성능에 미치는 영향에 대해 연구하였다. 임펠러는 작동조건에서 작용하는 원심력, 압력, 열 하중의 영향으로 변형이 발생하게 된다. 이로 인해 초기 설계된 익단간극이 비균일하게 변화하는 것을 확인하였다. 특히 임펠러 날개의 선단과 후단에서 가장 큰 익단간극 감소가 발생하였으며, 이로인해 간극누설유동이 19.4% 감소하였다. 또한 운전조건에서 익단간극 감소로 간극누설 유량이 감소하면서 효율은 0.72% 증가하는 것을 확인하였다. 원심압축기 작동조건에서의 정확한 운전익단간극의 예측과 익단간극의 변화가 성능에 미치는 영향에 대해서 확인하였다.
In this study, we perform a series of aero-thermo-mechanical analyses to predict the running-tip clearance and the effects of impeller deformation on the performance using a centrifugal compressor. During operation, the impeller deformation due to a combination of the centrifugal force, aerodynamic ...
In this study, we perform a series of aero-thermo-mechanical analyses to predict the running-tip clearance and the effects of impeller deformation on the performance using a centrifugal compressor. During operation, the impeller deformation due to a combination of the centrifugal force, aerodynamic pressure and the thermal load results in a non-uniform tip clearance profile. For the prediction, we employ the one-way fluid-structure interaction (FSI) method using CFX 14.5 and ANSYS. The predicted running tip clearance shows a non-uniform profile over the entire flow passage. In particular, a significant reduction of the tip clearance height occurred at the leading and trailing edges of the impeller. Because of the reduction of the tip clearance, the tip leakage flow decreased by 19.4%. In addition, the polytrophic efficiency under operating conditions increased by 0.72%. These findings confirm that the prediction of the running tip clearance and its impact on compressor performance is an important area that requires further investigation.
In this study, we perform a series of aero-thermo-mechanical analyses to predict the running-tip clearance and the effects of impeller deformation on the performance using a centrifugal compressor. During operation, the impeller deformation due to a combination of the centrifugal force, aerodynamic pressure and the thermal load results in a non-uniform tip clearance profile. For the prediction, we employ the one-way fluid-structure interaction (FSI) method using CFX 14.5 and ANSYS. The predicted running tip clearance shows a non-uniform profile over the entire flow passage. In particular, a significant reduction of the tip clearance height occurred at the leading and trailing edges of the impeller. Because of the reduction of the tip clearance, the tip leakage flow decreased by 19.4%. In addition, the polytrophic efficiency under operating conditions increased by 0.72%. These findings confirm that the prediction of the running tip clearance and its impact on compressor performance is an important area that requires further investigation.
기존연구 (12) 에서는 작동조건에서 임펠러의 변형이 성능에 미치는 영향에 대하여 설명하고 있다. 이에 본 논문에서는 압축기의 성능뿐만 아니라 임펠러의 변형이 초기설계에서 설정된 익단간극 분포에 어떠한 영향을 미치는지 연구하였다.
제안 방법
본 연구에서는 단방향 유체-구조 연성해석을 이용하여 운전익단간극과 임펠러의 변형이 원심압축기 성능에 미치는 영향에 대해서 분석하였다.
대상 데이터
본 연구에서 사용된 원심압축기는 1단 원심압축 기이다. 임펠러는 11개 후향각 날개를 가지고 있으며 디퓨저는 10개의 날개로 구성되어 있다(Fig.1). 익단간극은 날개의 선단(Leading Edge)에서 후단(Trailing Edge)까지 균일한 분포를 가지도록 하였다.
데이터처리
수치해석을 위해서 상용 프로그램인 ANSYS CFX 14.5를 사용하였고, 삼차원 RANS(Reynolds Averaged Navier – Stokes)식을 유한체적법을 기반으로 이산하여 계산하였다. 전산해석을 위한 격자는 CFX TurboGrid를 사용하여 격자를 생성하였으며 격자수는 격자계 의존도 검증을 통해 120만개로 설정하였다[Fig.
이론/모형
경계조건은 해석영역의 입구에 전압력과 전온도를 주었으며, 출구에는 질량 유량을 주었다. 벽면에는 점착조건(No-Slip Condition) 및 단열조건(Adiabatic Condition)을 주었으며, 난류모델로는 k-ε 모델을 사용하고 Scalable Wall Function을 적용 하였다.
성능/효과
(1) 단방향 유체-구조 연성해석을 이용하여 임펠 러의 변형을 분석한 결과, 임펠러 날개 선단은 흡입면에서 압력면으로 변형하였고, 날개 후단에서는 압력면에서 흡입면으로 변형이 발생하였다. 임펠러의 허브는 반경방향으로 늘어나면서 임펠러 출구 부근에서 케이싱 방향으로 변형하였다.
(2) 초기설계된 익단간극은 작동조건에서 임펠러 변형으로 인하여 비균일하게 변화하였으며 특히 날개 선단과 후단에서 가장 큰 익단간극의 감소가 발생하였다.
(3) 임펠러 변형으로 인한 익단간극의 감소로 효율 및 전압력비가 전 작동영역에서 증가하였다. ;
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
임펠러는 어떤 영향을 받아 변형이 발생하는가?
본 연구에서는 날개 두께 분포가 다른 두 임펠러를 이용하여 유체-구조 연성해석을 통해 운전익단간극을 예측하고 임펠러의 변형이 성능에 미치는 영향에 대해 연구하였다. 임펠러는 작동조건에서 작용하는 원심력, 압력, 열 하중의 영향으로 변형이 발생하게 된다. 이로 인해 초기 설계된 익단간극이 비균일하게 변화하는 것을 확인하였다.
익단간극에서 어떤 문제가 발생하는가?
쉬라우드가 없는 임펠러의 경우, 임펠러 날개 팁과 케이싱 사이에 익단간극(Tip Clearance) 이 존재하게 된다. 이 익단간극에서의 압력손실과 이차유동은 원심압축기 성능을 저하시키는 요인이 된다.
유체-구조 연성해석의 단점은 무엇인가?
유체-구조 연성해석은 유체가 구조에 미치는 영향을 고려할 수가 있다는 것에 장점이 있다. 하지만 유동해석 및 구조해석을 동시에 수행하므로 해석시간이 증가할 뿐만 아니라 유체 영역(Domain) 과 구조 영역간의 인터페이스(Interface)에서의 정확한 정보전달을 위한 격자구성이 매우 어렵다.
참고문헌 (12)
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