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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 2002.12
- 수록면
- 279 - 283 (5page)
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The effects of finite gap at the tip of turbomachinery blades have long been topics of both theoretical and experimental research because tip clearance degrades turbomachinery performance. This paper presents an analytical study of radial flow redistribution in a high speed compressor stage with axisymmetric tip clearance. The flow is assumed to be inviscid and compressible. The stage is modeled as an actuator disc and the analysis is carried out in the meridional plane. Upon going through the stage, the radially uniform upstream flow splits into the tip clearance and passage flows. The tip clearance flow is modeled as a jet driven by blade loading, or pressure difference between the pressure and suction sides. The model takes into consideration the detached shocks which occur in the rotor passage at the design point. This shock model is used to calculate the density ratio across the stage. Thus, the model is capable of predicting the kinematic effects of tip clearance in the high speed compressor flow field.
목차
ABSTRACT
1. 서론
2. 팁 모델링
3. 유동장 해석
4. 결과
5. 결론
참고문헌
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