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 1.4에서 1.8 사이의 값이 일반적이며, 팁 날개 각도는 65º보다 작습니다.

 

스테이지 부하

피치 라인 부하는 다단 압축기보다 높습니다. 차트 5.4는 일반적인 범위와 효율과의 관계를 보여줍니다.

 

회전 속도

기타 여기서 논의된 매개변수를 목표 수준 내에 유지하는 동시에 터빈 설계에 적합해야 합니다. 대형 터보팬의 경우, 3000에서 3600rpm 사이의 속도는 이러한 제약 조건과 호환될 수 있으며, 팬 터빈이 부하를 구동하는 산업용으로 파생도 용이하게 합니다.

 

압력비

단일 단계 팬으로부터 얻을 수 있는 최대 압력비는 약 1.9입니다. 이미 논의된 이유로 인해 다단 코어 압축기의 첫 번째 단에서 얻을 수 있는 것보다 훨씬 높습니다. 이는 비행 고도 상승에서 팬이 작동하는 최고 참고 속도에 적용됩니다. 따라서 순항 과정에서 단일 단으로부터 얻을 수 있는 최대 압력비는 1.7에서 1.8 사이입니다.

 

최적의 터보팬 사이클 압력비는 다음에 제시됩니다. 비행 마하수가 0.8일 때 중간에서 높은 바이패스비에는 1.8의 압력비가 적합함이 분명합니다. 차트 5.20과 5.21에서 보이듯이, 뜨거운 기류와 차가운 기류가 공통 추진노즐 전에 혼합되면 최적의 터보팬 압력비가 감소하고, 단일 단에서는 더 낮은 바이패스비에도 적용될 수 있습니다.

5.5.3 절에서 논의된 바와 같이, 팬 루트의 압력비는 팬 끝에 비해 설계 방법에 따라 달라집니다. 초기 연구에서는 제시된 지침을 가정하는 것이 좋은 시작점입니다.

 

 

허브-팁 비율

허브-팁 비율은 주어진 질 유량에 대해 가장 작은 전면 면적을 달성하기 위해 최소화됩니다. 하한선은 날개 고정을 위한 충분한 디스크 둘레와 적절한 2차 손실 수준을 보장하기 위해 결정됩니다. 이에 따라 중간에서 높은 바이패스비의 단일 단의 팬의 허브-팁 비율은 0.3에서 0.4 사이입니다.

 

헤이드 각도

축류 압축기에 대해 제시된 헤이드 각도 지침은 일반적으로 팬에도 적용됩니다. 그러나 최고 압력비에서는 허브에서 더 높은 헤이드 각도가 가능합니다.

 

축류 속도와 축류 속도 비율

대부분의 의견과 정의는 축류 압축기와 동일하게 적용됩니다. 축류 속도 비율의 값은 모든 단에 대해 일반적으로 0.5에서 0.8 사이여야 합니다.

 

종횡비 

축류선 기준으로 한 축측 코드에 기반한 날개 종횡비는 클래퍼가 없는 팬의 경우 2.0에서 2.5 사이여야 합니다. 만약 클래퍼를 사용하여 만족스러운 날개 진동 특성을 보장해야 한다면, 3.5-2.5 범위여야 합니다. 팬 스테이터의 종횡비는 LP 압축기와 동일한 범위일 것이며, 구조적 의무가 있거나 서비스를 수행하는 경우 2.0과 같이 낮을 수 있습니다.

허브 속도와 팁 속도

기계적 강건성을 위해, 허브와 팁 속도는 각각 180m/s와 500m/s 미만이어야 합니다. 허브-팁 비율 범위가 0.3-0.4인 팬의 경우입니다. 더 높은 허브-팁 비율을 사용하면 이러한 값들을 증가시킬 수 있습니다.

 

출구 마하수와 스월 각도

엔진 전면 면적과 덕트 압력 손실 사이의 타협으로 인해 바이패스 덕트 마하수가 0.3에서 0.35 사이여야 합니다. 일반적으로 팬 팁은 바이패스 덕트 외벽과 같은 지름을 가지므로 둘 사이에 확산이 없으며, 팬 출구 마하수는 바이패스 덕트의 마하수와 동일해야 합니다. 가끔 팬 팁 지름이 더 작을 수 있으며, 이 경우 출구 마하수는 0.4까지 상승할 수 있습니다. 팬 스테이터 출구의 회전향률은 이상적으로는 0이어야 합니다.

 

피치/코드 비율 - DeHaller 수 및 확산 계수

코멘트와 정의는 축류 압축기와 동일합니다. DeHaller 수는 0.72 이상 유지되어야 합니다. 기술 수준에 따라 피치 라인의 최대 확산 계수 값이 축류 압축기의 경우보다 약간 높을 수 있습니다. 피치 라인의 경우 0.6, 팁 부분의 경우 0.4입니다.

 

5.5.6 기본 크기 조정 지침의 적용

 팬의 크기 조정 과정은 제시된 축류 압축기와 유사합니다.

 

5.6 팬 - 탈 설계 성능

5.2 절에서 탈 설계 운용에 대해 논의한 모든 항목은 팬에도 적용됩니다. 더 자세한 설명이 필요한 항목만 여기에서 다룹니다.

 

5.6.1 부분 속도 및 다중 팬 맵에서 바이패스비의 변화

 터보팬이 감속됨에 따라 첫 번째 코어 압축기의 흡입 용량(Wp T/P)은 차가운 기류 추진노즐의 용량보다 빠른 속도로 감소합니다. 이에 따라 엔진이 감속됨에 따라 바이패스비가 증가합니다. 그림 5.20에서 보이듯이, 팬을 통해 흐르는 스트림 라인 곡률이 크게 변경됩니다. 이에 따라 다중 맵 또는 특성이 발생하게 되며, 각 바이패스비에 대해 다른 맵이 존재합니다.

 

 

5.6.2 탈 설계 성능 모델에서의 팬 맵 로드

베타 라인과 압축기 맵이 엔진 탈 설계 성능 모델에 로드되는 방식은 5.2절에 설명되어 있습니다. 그림 5.21은 엄격한 모델링을 위해 팬 맵이 로드되는 방법을 보여줍니다. 총 팬 흡입구 기준 유량은 기준 속도 및 압축기에 대한 베타에 대해 표로 작성됩니다. 그러나 바이패스비의 불연속 간격으로 효율 및 압력비에 대한 일련의 맵이 팬 팁과 팬 루트 모두에 대해 로드됩니다. 엔진 정지 설계 성능 모델은 먼저 바이패스비를 보간한 다음 참조 속도와 베타를 보간해야 합니다.

초기 탈 설계 모델링의 경우, 압축기와 같은 단일 맵이 동일한 팁 및 루트 압력 비율과 효율을 가정하여 모든 바이패스 비율에 사용될 수 있습니다. 첫 번째 개선으로 맵 또는 일련의 맵 대 바이패스비를 팁에만 사용할 수 있습니다. 팬 루트 효율과 압력비는 팬 설계 컴퓨터 코드를 기반으로 예정된 속도와 참조된 속도의 계수 및 델타를 적용하여 평가됩니다.

또한 팬 팁 맵은 일반적으로 팬 루트 맵과 다릅니다. 따라서 엄격한 탈 설계 모델링의 경우, 바이패스비의 함수로 둘 다에 대해 일련의 맵이 필요합니다.

 

 

 

2023.06.02 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 5.5 팬 – 설계점 성능 및 기본 크기 조정

5.5 팬 – 설계점 성능 및 기본 크기 조정