반응형 가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론66 5.7.4 압력 손실 2023.06.07 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 5.7 연소기 – 설계점 성능 및 기본 크기 5.7.4 압력 손실 압축기 출구 마하수는 대략 0.2–0.35입니다. 이것은 캔 주변의 연소기 입구 디퓨저에서 0.05와 0.1 사이로 줄여야 합니다. 그렇지 않으면 캔 벽면에서 압력 손실이 허용할 수 없을 정도로 높아질 것입니다. 연소기 입구 디퓨저의 설계점 성능은 5.13절에서 설명하고 있습니다. 연소기 냉각 손실은 벽을 통해 주입되는 공기 흐름으로 인해 발생합니다. 좋은 설계는 기하학적 구속조건에 따라 설계점에서 전압력의 2~4% 값을 갖습니다. 비행 마하수가 높은 경우, 캔 외부의 항공 엔진 마하수는 정면 영역을 최소화하기 위해 원하는 값보다 크게 설계될 수 있습니다. 이 같은 .. 2023. 6. 19. 5.7 연소기 – 설계점 성능 및 기본 크기 2023.06.06 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 5.5.5 기본 크기 매개변수 가이드 / 5.6 팬 - 탈 설계 성능 5.7 연소기 – 설계 점 성능 및 기본 크기 연소 시스템은 모든 가스 터빈 구성요소 중에서 가장 분석하기 어려운 부분입니다. 최근 몇 년 동안 특히 '전산유체역학' 또는 'CFD'를 통해 설계 방법론을 개선하는 데 상당한 진전이 있었지만 설계 프로세스의 대부분은 여전히 경험적으로 도출된 설계 규칙에 의존하고 있습니다. 따라서 중요한 연소 시스템 장비 테스트 프로그램은 엔진 개발 프로그램 이전과 병행에 필수적입니다. 이 장비 테스트는 설계점 및 위의 Idle 설계 작업뿐만 아니라 시동, 점화 및 재점화와 같은 시동 중에 발생하는 매우 어려운 현상도 해결해야 합니다.. 2023. 6. 7. 5.5.5 기본 크기 매개변수 가이드 / 5.6 팬 - 탈 설계 성능 2023.06.02 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 5.5 팬 – 설계점 성능 및 기본 크기 조정 5.5.5 기본 크기 매개변수 가이드 사용되는 매개변수는 5.1 절에서 정의된 축류 압축기와 유사하게 계산되며, 1단 팬에 대한 지침을 제시합니다. 입구 마하수 입구 마하수는 일반적으로 0.55에서 0.65 사이이며, 최곳값은 군용에 전형적입니다. 이 값은 팬 전 면적을 최소화해야 하는 필요성으로 인해 축류 압축기보다 높으며, 또한 아래에 설명된 바와 같이 높은 팁 상대 마하수가 허용됩니다. 팁 상대 마하수 팬은 대개 팁 부분에서 초음속이 나타납니다. 이는 터보팬이 최소한의 전면 면적에서 높은 질 유량을 가져야 하며, 하류 단이 없기 때문에 높은 마하수가 가능하기 때문입니다. 일반적으로.. 2023. 6. 6. 5.5 팬 – 설계점 성능 및 기본 크기 조정 5.5 팬 – 설계점 성능 및 기본 크기 조정 팬은 터보팬 엔진의 첫 번째 압축기에 주어진 용어입니다. 이 용어는 코어 압축기에 비해 유량이 높고 압력비가 낮다는 사실을 반영합니다. 팬의 바로 하류에서 유동은 차가운 유동 또는 바이패스와 뜨거운 유동 또는 코어 스트림으로 나뉩니다. 이 절에서는 단일 스테이지 팬에 대해 설명합니다. 다단 팬은 사실상 축류 압축기이므로 5.1절에 제시된 설계 지침을 적용할 수 있습니다. 다단 팬은 주어진 단계 수에서 파생된 압력비에 대해 차트 5.2에 표시된 밴드의 상단에 있습니다. 다단 팬은 일반적으로 마하수가 높은 군용기에 적용할 수 있기 때문에, 무게를 최소화해야 합니다. 또한 엔진이 스로틀 백 됨에 따라 바이패스 비율이 증가하여 5.2절에서 설명한 부품 속도 일치 문.. 2023. 6. 2. 이전 1 ··· 3 4 5 6 7 8 9 ··· 17 다음 반응형
