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문제 정의
- Morinushi'”는 홴의 내경과, 폭, 유입구(bell mouse) 와 홴과의 간격, 날개의 설치각, 날개익현 높이 (bladepitch-chord)브], 스크롤 전개각도를 변경하면서 소음과 성능에 미치는 영향에 대하여 연구하였다. 이중에서 유입구와 홴과의 간격은 후향각 홴에는 성능에 많은 영향을 미치나 전향각 홴에는 영향을 미치지 못한다는 것을 확인하였다.
- 그러나 효율 감소율에 비해서 model2의 경우에 정압상승율이 현저히 크기 때문에 Model2를 날개 출구각 변경의 기본 모델로 선택하도록 한다. 시로코 홴의 성능에 미치는 많은 요소 중에서 임펠러 출구의 속도삼각형에 중요한 영향을 미치며 이후볼루트 입구로의 속도에 큰 영향을 미치는 날개 출구 각을 변경하여 성능에 미치는 영향에 대해서 수치적으로 알아보고자 한다.
제안 방법
- Maeng®등은 공기 유입구인 홴의 내 측면에서 5공 피토관을 사용하여 유동장을 측정하였고 유동가시화로 유동특성을 확인하였으며 실험적으로 inactive zone에 대해서 연구하였으며, Youand Lee">등은 자동차용 시로코홴에서 스크롤 팽창팽창 각도, 설부의 크기에 따른 홴의 노출 비율, 홴과 유입구(bell-mouse)와의 간극이 성능에 미치는 영향을 확인하였고, Ha and Moon151 등은 STAR-CD를 사용하여 시로코 홴의 3차원 비정상 및 준 정상 유동해석을 수행하여 성능 예측과 블레이드 위치에 따른 익간 유동의 변화를 관찰해 보았으며, Kang'® 등은 임펠러 흡입구 세 가지 간극이 원심형 에어포일 송풍기의 전압성능과 효율에 미치는 영향을 실험적으로 연구하였다. 또한 Park©등은 레인지 후드용시로코 홴의 입구영역에 존재하는 모터로 인한 입구 영역 봉쇄(blockage)가 시로코 홴의 성능에 미치는 영향을 실험 및 수치해석을 통해 알아보았다
- 본 연구에서는 기존의 레인지 후드용 시로코 홴 임펠러의 형상을 임펠러 설계 프로그램인 blade-gen을 이용하여 에어포일 형상으로 설계변경하고, 날개 출구 각을 변경하여 홴 성능에 미치는 영향을 알아보았다. 수치해석은 상용 유동해석 프로그램인 CFX5.
- 이산화기법으로는 2차 이상의 정확도를 가지는 high resolution scheme, 난류 모델로는 유동박리 등의 현상을 비교적 정확히 예측할 수 있는 Shear Stress Transport (SST) k-w 모델을 사용하였다. 경계조건으로 본 연구에 사용된 시로코 홴은 좌우 대칭을 이루는 양 흡입 방식의 홴이나, 대칭 조건을 사용하여 한쪽 흡입면 만을 계산하였다. 임펠러와 볼루트 사이의 경계면은 MFR 기법 중 frozen rotor 방법을 사용하였다.
- 임펠러와 볼루트 사이의 경계면은 MFR 기법 중 frozen rotor 방법을 사용하였다. 계산 영역의 입구에는 균일한 상태인 대기압을 주었고 출구에서는 질량 유량을 변화시켜가면서 해석 하였다. 실제 시험에서는 모터 특성상 유량에 따라 날개 회전수가 변하게 되나, 해석에서는 회전수 1700 rpm(revolutions per minute)로 고정하였으며, 유량 범위는 4, 6, 8, 10CMM 및 자유송출유량 (free delivery)까지로 설정하여 해석을 수행하였다.
- 계산 영역의 입구에는 균일한 상태인 대기압을 주었고 출구에서는 질량 유량을 변화시켜가면서 해석 하였다. 실제 시험에서는 모터 특성상 유량에 따라 날개 회전수가 변하게 되나, 해석에서는 회전수 1700 rpm(revolutions per minute)로 고정하였으며, 유량 범위는 4, 6, 8, 10CMM 및 자유송출유량 (free delivery)까지로 설정하여 해석을 수행하였다.
- 끝단의 두께를 감소시킨 후 날개형상을 에어포일로 변경하였을 경우(Modell), 직경 D]과 %을 같게 하였을 경우(Model2), 마지막으로 날개 출구각을 다르게 하였을 경우(Model3-8) 홴성능에 미치는 영향을 해석을 통해 상호 비교하도록 한다. 해석의 입구경계면은 날개 입구 영역에 연결된 250mm 연장 덕트의 입구영역으로 설정하였으며, 출구경계연은 홴 볼루트 출구면에서 400 mm 연장된 영역을 설정하였다.
- 날개의 형상 및 날개 출구각의 변화에 따른 시로코홴의 성능 변화에 대하여 수치해석을 통해 알아보았으며, 다음과 같은 결론을 얻을 수 있었다.
대상 데이터
- 본 연구에 사용된 시로코 홴의 기하학적 형상과 변수를 Fig. 2에 나타내었다. 기존의 날개형상으로 설계된 시로코 홴을 DECO2라 명하고, 임펠러 설계시 임펠러의 직경과 입, 출구각등의 모든 인자는 동일하고 끝단의 두께만을 2.
- 3(a)는 전체 계산 영역을 나타태고 있다. 계산에 사용된 전체 격자수는 50만개이고 이 중 46만개가 홴내부와 날개에 집중되었다. Fig.
- 출구각을 -3。에서 3°씩 변화를 주어 +15° 까지 총 7가지의 Model을 수치해석 대상으로 결정하였다. 유량 계수에 따른 압력계수를 무차원하여 Fig.
- 상호 비교하도록 한다. 해석의 입구경계면은 날개 입구 영역에 연결된 250mm 연장 덕트의 입구영역으로 설정하였으며, 출구경계연은 홴 볼루트 출구면에서 400 mm 연장된 영역을 설정하였다.
데이터처리
- 알아보았다. 수치해석은 상용 유동해석 프로그램인 CFX5.7을 사용하였으며 격자생성은 ICEM-CFD.4와 CFX-Turbogrid 를 사용하였다.
- 7에 나타내었다. Model(2-6)에서는 저 유량점을 제외한 전 유량점에서 수치해석을 수행하였으며, 그 결과 출구각의 변화에 따른 헤드 변화가 유사한 경향을 보이고 있어 Model7과 Model8에 대해서는 유량계수 0.22 근처에서 해석을 수행하여 결과를 비교하였다. Fig.
이론/모형
- 본 연구에서는 터보기계의 유동해석에 주로 사용되는 압축성 난류유동의 해석을 위한 3차원 평균 Navier-stokes 방정식을 적용하고 지배방정식을 유한체 적법에 의해 이산화하여 해석하는 상용 프로그램인 CFX-5.7을 사용하였다. 이산화기법으로는 2차 이상의 정확도를 가지는 high resolution scheme, 난류 모델로는 유동박리 등의 현상을 비교적 정확히 예측할 수 있는 Shear Stress Transport (SST) k-w 모델을 사용하였다.
- 7을 사용하였다. 이산화기법으로는 2차 이상의 정확도를 가지는 high resolution scheme, 난류 모델로는 유동박리 등의 현상을 비교적 정확히 예측할 수 있는 Shear Stress Transport (SST) k-w 모델을 사용하였다. 경계조건으로 본 연구에 사용된 시로코 홴은 좌우 대칭을 이루는 양 흡입 방식의 홴이나, 대칭 조건을 사용하여 한쪽 흡입면 만을 계산하였다.
- 경계조건으로 본 연구에 사용된 시로코 홴은 좌우 대칭을 이루는 양 흡입 방식의 홴이나, 대칭 조건을 사용하여 한쪽 흡입면 만을 계산하였다. 임펠러와 볼루트 사이의 경계면은 MFR 기법 중 frozen rotor 방법을 사용하였다. 계산 영역의 입구에는 균일한 상태인 대기압을 주었고 출구에서는 질량 유량을 변화시켜가면서 해석 하였다.
성능/효과
- 성능에 미치는 영향에 대하여 연구하였다. 이중에서 유입구와 홴과의 간격은 후향각 홴에는 성능에 많은 영향을 미치나 전향각 홴에는 영향을 미치지 못한다는 것을 확인하였다. Raj and Swim(2)은 연기를 사용한 유동가시화로 홴 유입구 부근에서 유동이 흐르지 않는 영역이 있음을 밝혔고, 열선풍속계로 날개 출구에서의 유동의 변동성을 측정하였다.
- ⑹ 이를 통해서전산해석 결과가 실험으로 구한 성능 특성과 유사함을 볼 수 있었다. 즉, 본 계산 결과가 실제 시로코 홴의 성능을 잘 예측함을 알 수 있으며, 이로써 본 계산 결과의 신뢰성을 확인할 수 있다.
- DECO2는 실제 사용되고 있는 시로코 홴의 날개형상을 모사한 것으로 날개 모양을 에어포일 형상 (Modell)으로 설계하였을 경우와 비교하였을 때 각 유량에 대해서 정압헤드가 증가하는 것을 확인할 수 있다. 이는 에어포일의 형상으로 설계 시 끝단의 두께를 절반으로 줄여 DECO2에 비해서 약 10%의 날개 출구에서의 유동면적을 확보 할 수 있고 이는 DECO2와비교 하였을 경우 상대적으로 날개 입구면적에 비해 날개 출구에서의 면적이 증가하는 효과가 있으며 이는 유동 속도가 깃 통로를 통과함에 있어서 상대적으로 감속되는 효과가 있으며 이를 통해서 정압상승의 효과가 있는 것으로 판단된다. Model2는 D]의 크기를 队의 크기와 같게 하였으며, 또한의 직경도 커진 D[의 크기만큼 확장하였다.
- 날개 출구부에서는 날개각이 증가할수록 출구속도의 회전방향속도 성분이 크게 되고 이러한 속도 성분은 볼루트를 통과하면서 압력으로 회복된다. 볼루트는 고정된 형상이므로 날개 출구 유동각도(물론 회전 방향으로 불균일한 분포를가지므로 평균적인 의미)에 따라서 최적의 볼루트 설계 각도가 존재하게 되며, 본 모델의 경우는 Model7 까지는 헤드가 향상되는 것으로 계산결과가 보여주고 있다. 그러나 Model8에서와 같이 출구각을 너무 크게 하였을 경우는 오히려 출구각의 속도 분포가 볼루트의 압력회복에 방해가 되어 압력헤드가 떨어지는 것으로 나타나고 있다.
- (1) 끝단의 두께를 감소시킨 후 날개형상을 에어포일 형상으로 변경하였을 경우(Modell)와 기존 DECO2 의 성능을 비교 하였을 경우 유량계수 0.22일 때 대략 14%의 정압상승과 8%의 효율 상승을 확인하였다.
- (2) 임펠러의 직경이 기존(Modell)의 크기보다 대략 3.7% 증가된 Model2와 비교하였을 경우 유량계수가 0.22일 때 정압 상승률로 확인 하였을 경우 대략 13.3%증기하였으나 효율은 2%정도 감소되는 것으로 확인되었다.
- (3) 날개 출구각에 따라 정압과 효율 경향을 살펴보았으며, 최적의 출구각은 기존보다 12° 증가한 58° 임을 확인하였다. 유량계수 0.
- 앞서 설명한 것과 같이 대체로 출구각의 증가에 따라서 정압과 효율이 증가하는 것을 확인할 수 있지만 출구각이 15°(Model8) 인 경우에는 효율은 Model7(Model2 대비 약 10% 증가)과 비교하였을 경우 비슷하나 정압은 10%이상 감소하는 것을 알 수 있다. 따라서 본 연구에 사용된 DECO2의 경우에 날개 출구 각 변화 해석 결과를 통해서 기존의 출구각보다 12。 큰 58 °에서 최고의 성능을 나타냄을 확인할 수 있었다.
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