Abstract
A computational study on the performance prediction of a two-stage axial compressor has been performed. A quasi-steady mixing-plane method is used on the rotor/stator interface to simulate the unsteady interaction phenomena. Detail flow mechanisms, for example, choke, stall, shock/boundary interaction, etc., have been observed and discussed in conjunction with performance characteristics. Calculational data agree reasonably well with the experimental data in terms of the performance characteristics showing the applicability of computational methods to the design validation of multistage axial compressors instead of experimental methods. But it is found that the stall margin of the original compressor was rather small, thus the design modification adopting a simple 1D/2D method has been conducted and its corresponding computations are also carried out. As a result of the redesign process, the stall margin becomes wide enough, but the overall performance is unsatisfactory, therefore, it seems that the redesign of the blades using 3-D methods is needed in the future work.
헬리콥터용 2단 축류압축기의 성능향상을 위한 설계/재설계 과정에서 수치해석을 통한 성능예측 및 내부유동분석에 대한 연구가 수행되었다. 기초 설계된 2단 압축기에 대한 유동해석을 통하여 스톨, 쵸크 등의 주요한 유동현상의 발생원인을 파악하였다. 또한 전압력 상승, 효율, 출구유동분포 등의 계산값이 실험값과의 비교에서 비교적 잘 일치하는 결과를 얻음으로써 유동해석을 통한 다단 압축기 성능예측에 대한 가능성을 검증하였으며, 재설계의 방향을 제시하였다. 따라서 3차원 유동해석은 다단 압축기의 개발 및 설계변경에 있어서 실험을 대신하여 적은 비용과 시간을 들이고도 만족한 결과를 얻을 수 있는 가능성을 보여 주었다. 1D/2D 기법으로 재설계된 압축기는 요구성능에는 다소 미흡하지만 재설계의 목적과 방향에 성공적으로 부합함을 보였다. 그러나 보다 나은 성능을 위해 향후 3차원적인 블레이드의 설계변경이 필요할 것으로 예측되었다.
