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대한기계학회 대한기계학회 논문집 B권 대한기계학회논문집 B권 제27권 제1호
발행연도
2003.1
수록면
84 - 94 (11page)

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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-Stokes code 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, load distributions and the position of shock-wave on the blade surface arc very different close to the blade tip of the transonic compressor rotor. The load distribution and 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

1.서론

2.수치해석 방법

3.결과

4.결론

참고문헌

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