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한국유체기계학회 한국유체기계학회 학술대회 논문집 유체기계공업학회 2002 유체기계 연구개발 발표회 논문짐
발행연도
2002.12
수록면
244 - 249 (6page)

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이 논문의 연구 히스토리 (2)

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It is known that tip clearance flows reduce the pressure rise, flow range and efficiency of the turbomachinery. So, the clear understanding about flow fields in the tip region is needed to efficiently design the turbomachinery. The Navier-Stokescode with the proper treatment of the boundary conditions has been developed to analyze the three-dimensional steady viscous flow fields in the transonic rotating blades and a numerical study has been conducted to investigate the detail flow physics in the tip region of transonic rotor, NASA Rotor 67. The computational results in the tip region of transonic rotors show the leakage vortices, leakage flow from pressure side to suction side and their interaction with a shock. Depending on the operating conditions, the position of shock-wave on the blade surface are very different close to the blade tip of the transonic compressor rotor. The shock-wave position close to the blade tip had the close relationship with the starting position of leakage vortex and the direction of leakage flow.

목차

ABSTRACT

서론

지배방정식

수치해석 기법

해석 압축기 회전익

격자계

경계 조건

코드검증

결과

결론

참고문헌

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