축압기

축방향 압축기의 애니메이션 시뮬레이션입니다.정적 블레이드는 정적 블레이드입니다.

축방향 압축기는 가스를 지속적으로 가압할 수 있는 가스 압축기입니다.이 압축기는 기체 또는 작동 유체가 주로 회전축 또는 축방향으로 평행하게 흐르는 회전하는 에어포일 기반 압축기입니다.이는 유체 흐름이 컴프레서를 통과하는 "방사형 구성 요소"를 포함하는 원심 컴프레서, 공리 중심 압축기 및 혼합 흐름 압축기와 같은 다른 회전식 압축기와 다릅니다.유체에 토크를 가하는 로터 블레이드의 작용으로 인해 유체가 컴프레서를 통과할 때 오일의 에너지 레벨이 증가합니다.정지된 블레이드는 유체를 느리게 하여 흐름의 주변 구성 요소를 압력으로 변환합니다.압축기는 일반적으로 전기 모터, 증기 또는 ^[1]가스터빈에 의해 구동됩니다.

축류 압축기는 압축 가스의 연속 흐름을 생성하며, 특히 크기와 단면에서 고효율과 큰 질량 유속이라는 이점이 있습니다.그러나 큰 압력 상승을 달성하기 위해서는 여러 줄의 에어포일이 필요하기 때문에 다른 설계(예: 원심 압축기)에 비해 복잡하고 비용이 많이 듭니다.

축방향 압축기는 제트 엔진, 고속 선박 엔진 및 소규모 발전소 같은 대형 가스 터빈 설계에 필수적입니다.또한 대용량 공기 분리 플랜트, 고로 공기, 유체 촉매 균열 공기, 프로판 탈수소 등과 같은 산업 분야에도 사용됩니다.비행 엔벨로프 중 고성능, 높은 신뢰성 및 유연한 작동으로 인해, 항공 우주 로켓 엔진, 연료 펌프 및 기타 중요한 대용량 ^[2]애플리케이션에도 사용됩니다.

일반적인 응용 프로그램	흐름의 종류	단계별 압력비	단계별^[2] 효율성
산업의	아음속	1.05–1.2	88–92%
항공우주	트랜스오닉	1.15–1.6	80–85%
조사.	초음속	1.8–2.2	75–85%

묘사

Pratt & Whitney TF30 turbofan 엔진의 압축기.

축방향 컴프레서는 회전 및 고정 구성 요소로 구성됩니다.샤프트는 정지된 관 모양의 케이스 내부에 베어링에 의해 유지되는 중앙 드럼을 구동한다.드럼과 케이스 사이에는 에어포일이 배열되어 있으며, 각 열은 드럼 또는 케이스 중 하나에 번갈아 연결되어 있습니다.한 줄의 회전익과 다음 줄의 정지익은 스테이지라고 불립니다.블레이드 또는 로터라고도 하는 회전익은 유체를 축방향과 원주방향으로 가속시킵니다.베인 또는 스태터로 알려진 정지된 에어포일은 증가된 운동 에너지를 확산을 통해 정압으로 변환하고 유체의 흐름 방향을 수정하여 다음 ^[3]단계의 로터 블레이드에 대비합니다.로터 드럼과 케이스 사이의 단면적은 유체 압축 시 최적의 마하 수 축속도를 유지하기 위해 흐름 방향으로 감소합니다.

일해

유체가 축방향으로 들어오고 나가기 때문에 에너지 방정식의 원심 성분이 작용하지 않습니다.여기서 압축은 통로의 확산 작용에 전적으로 기초한다.스테이터의 확산 작용은 오일의 절대 운동 헤드를 압력 상승으로 변환합니다.에너지 방정식의 상대 운동 헤드는 로터의 회전 때문에만 존재하는 용어입니다.로터는 유체의 상대적 운동 헤드를 감소시켜 유체의 절대 운동 헤드에 추가합니다. 즉, 유체 입자에 대한 로터의 충격이 유체의 속도(절대)를 증가시켜 유체와 로터 사이의 상대 속도를 감소시킵니다.즉, 로터는 유체의 절대 속도를 증가시키고 스테이터는 이를 압력 상승으로 변환합니다.확산능이 있는 로터 통로를 설계하면 정상기능에 더해 압력상승이 발생할 수 있다.이렇게 하면 스테이터와 로터를 함께 구성하는 단계별 압력 상승이 증가합니다.터보 기계에서의 반응 원리입니다.회전자부에서 단의 압력상승의 50%를 얻으면 ^{[citation needed]}반작용이 있다고 한다.

설계.

단일 단계에서 발생하는 압력 증가는 로터와 유체 사이의 상대 속도 및 에어포일의 회전 및 확산 능력에 의해 제한됩니다.상용 압축기의 일반적인 단계에서는 90–95% 영역의 폴리트로픽 효율이 있는 설계 조건에서 15% ~ 60%(압력 비율 1.15 – 1.6)의 압력 증가를 일으킵니다.서로 다른 압력 비율을 달성하기 위해 축 압축기는 서로 다른 단계 수와 회전 속도로 설계되었습니다.경험에 비추어 볼 때 특정 컴프레서의 각 단계는 동일한 온도 상승(Delta T)을 갖는다고 가정할 수 있습니다.따라서 입구에서는 컴프레서를 통해 각 스테이지에 대한 온도(Tstage)가 점진적으로 증가해야 하며, 비(Delta T)/(Tstage) 엔트리가 감소해야 하며, 따라서 유닛을 통한 스테이지 압력비가 점진적으로 감소해야 한다.따라서 후단의 압력비는 1단계보다 현저히 낮아집니다.유체와 로터 사이의 상대 속도가 초음속인 경우에도 높은 단계 압력비가 가능하지만, 이는 효율성과 작동성을 희생하여 달성됩니다.이러한 압축기는 단계 압력 비율이 2를 초과하며, 군사용 제트기와 같이 압축기 크기, 중량 또는 복잡성을 최소화하는 것이 중요한 경우에만 사용됩니다.

에어포일 프로파일은 특정 속도와 회전에 최적화되어 매칭됩니다.컴프레서는 흐름, 속도 또는 압력비가 다른 다른 조건에서 작동할 수 있지만, 이로 인해 효율 저하 또는 흐름의 부분적 또는 완전한 고장(각각 컴프레서 정지 및 압력 서지)이 발생할 수 있습니다.따라서 단계 수와 전체 압력 비율에 대한 실질적인 한계는 설계 조건에서 벗어나 작업해야 할 때 여러 단계의 상호작용에서 비롯된다.이러한 "설계 외" 조건은 컴프레서에 유연성을 제공함으로써 어느 정도 완화될 수 있습니다.이는 일반적으로 조절 가능한 스타터를 사용하거나 단계 간 주 흐름에서 오일을 블리딩할 수 있는 밸브(단계 간 블리딩)를 통해 이루어집니다.최신 제트 엔진은 다양한 속도로 작동하는 일련의 압축기를 사용하여 모든 비행 조건에서 충분한 유연성을 갖춘 약 40:1의 압력비로 공기를 공급합니다.

동력학과 에너지 방정식

로터 블레이드를 드나드는 선회 오일의 속도 삼각형

운동량 모멘트 법칙은 일시적으로 제어 부피를 점유하는 유체에 작용하는 외부 힘의 모멘트의 합계가 제어 부피를 통과하는 각 운동량 플럭스의 순 변화와 동일하다는 것을 나타냅니다.

선회하는 유체는 반경 $r_{1}\,$ $r_{1}\,$ $V_{w1}\,$ $displaystyle r_{$ 1 $r_{1}\,$ 에서 접선 속도로 $V_{w1}\,$ $볼륨$ r 1({ $displaystyle$ V_ $w1},})$ 으로 들어가고 반경 r $r_{2}\,$ $V_{w2}\,$ $displaystyle r_{$ $2$ $r_{2}\,$ 에서 V 2({ $displaystyle$ V_ ${w2},})$ 로 나옵니다 $V_{w2}\,$

V

1

displaystyle V_{1},})

및

V_{1}\,

V_{2}\,

displaystyle V_{2},})

는

V_{2}\,

각각 흡입구와 배출구의 절대 속도입니다.

V_{f1}\,

V_{f1}\,

1

displaystyle V_{f1},})

V_{f2}\,

V_{f2}\,

V_{f2}\,

2

displaystyle V_{f2},})

는

V_{{f2}}\,

각각 입구 및 출구에서의 축류 속도입니다.

V_{w1}\,

V_{w1}\,

1

displaystyle

V_

V_{w1}\,

{

V_{w2}\,

및 V

w

2({displaystyle V_

{

w2},})

는

V_{{w2}}\,

각각 흡입구와 배출구의 선회 속도입니다.

V_{r1}\,

V_{r1}\,

1

displaystyle V_{r1},})

및

V_{r1}\,

V_{r2}\,

V_{r2}\,

2

displaystyle V_{r2},})

는

V_{{r2}}\,

각각 입구 및 출구에서의 블레이드 상대 속도입니다.

(

U

)

는

U\,

블레이드의 선형 속도입니다.

\alpha

α

({displaystyle \alpha })

는

\alpha

가이드 베인

\beta

이고

\beta

β({

displaystyle \alpha

})는

\beta

블레이드 각도입니다.

운동량 변화율 F는 다음 방정식으로 구할 수 있다.

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

(

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

2 -

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

)

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

µ (

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

tan

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

2 -

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

f

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

tan

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

⁡

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

1 )

F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,

displaystyle

F =

dot {m}

\

left

(

V

_ {

w2}

\

right

) =

dot {m}

\ } \ （

V

_ { f

2

\ f 2 \ tan

}

)

_

tan ）

이상적인 가동 블레이드가 소비하는 전력 P는 다음과 같습니다.

{\displaystyle P={\dot{m}}U\left(V_{f2}\tan \alpha_{2}-V_{f1}\tan \alpha_{1}\right)\,}.

액의 엔탈피에 날 이사할 때 변화:.

P={\dot{m}}\left(h_{02}-h_{01}\right)={\dot{m}}c_ᆬ\left(T_{02}-T_{01}\right)\,

그러므로,

{\displaystyle P={\dot{m}}U\left(V_{f2}\tan \alpha_{2}-V_{f1}\tan \alpha_{1}\right)={\dot{m}}c_ᆫ\left(T_{02}-T_{01}\right)\,}.

는 암시하듯이

{\displaystyle\delta(T_{0})_{\text{등온 위}}={\frac{U}{c_{p}}}\left(V_{f2}\tan \alpha_{2}-V_{f1}\tan \alpha_{1}\right)\,}.

회전자 blade,에Isentropic 압축.

p_{2}-p_{1}=p_{1}\left(\left[{\frac{T_{2}}{T_{1}}}\right 해결 ^{\frac{\gamma}{\gamma)}}-1\right)\,

그러므로,

{(p_{02)_{\text{01}}=\left(1+{\frac {eta_{\text{stage}}}\displaystyle(T_{0})_{\text{entropic}}}{\text}}}}{\left}}}}T_{01}}\right)^{\frac{\gamma}{\gamma-1}},

그 의미는

{\displaystyle {(p_{02}_{\text{01}}=\left(1+{\frac {eta_{\text{stage}}}}U} {T_{01}c_{p}}\left [V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)^{\frac {\gamma },

반응도, 로터 블레이드의 입구와 출구 사이의 압력 차이를 반응 압력이라고 합니다.압력 에너지의 변화는 반응 정도를 통해 계산됩니다.

디스플레이 스타일R&=sqfrac {h_{2}-h_{1}}{h_{02}-h_{01}}\\P&=glot {m}c_{p}\left(T_{2}+{\frac {V_{2}^2}}{2c_{p}}-\left[T_{1}+{\frac {V_{1}^{2}}{2c_{p}}\right]\\\fracP&=paramdot {m}\left(h_{2}-h_{1}+\left[{\frac {V_{2}^2}}-{\frac {V_{2}}{2}}{2}}\right]\left\\h_{2}-h_{1}&=subscfrac {V_{r1}^{2}{2}}-{\frac {V_{r2}^2}{2}}{2}\\T_{2}-T_{1}&=frac {V_{r1}^{2}:{2c_{p}}-{\frac {V_{r2}^2}{2c_{p}}\end{aligned}}

그러므로,

{{displaystyle R=vfrac {V_{r1}^{2}-V_{r2}^{2}-V_{r2}^{2}+V_{1}}^{2}-V_{2}^{2}}},}

퍼포먼스 특성

축방향 압축기의 이상 및 실제 성능 곡선의 차이를 나타내는 이유

불안정성

그리처는^[4] 일정한 작동 조건에 작은 섭동이 중첩된 후 압축 시스템의 과도 반응을 예측하기 위해 헬름홀츠 공진기 유형의 압축 시스템 모델을 사용했습니다.그는 회전 정지 또는 서지 중 어떤 압축기 불안정 모드가 발생할지를 예측하는 비차원 매개변수를 발견했습니다.매개 변수는 로터 속도, 시스템의 헬름홀츠 공진기 주파수 및 컴프레서 덕트의 "유효 길이"를 사용했습니다.유량에 대한 압력비의 기울기가 음에서 양으로 변하는 회전 정지 또는 서지를 예측하는 임계값이 있었다.

안정된 퍼포먼스

축방향 압축기 성능은 보정된 압축기 속도의 서로 다른 값으로 보정된 질량 흐름에 대한 압력 비율 및 효율성을 표시함으로써 컴프레서 맵에 표시됩니다.

축방향 압축기, 특히 설계점 근처에 있는 압축기는 일반적으로 해석처리를 할 수 있으며, 처음 유정에서 작동하기 전에 성능을 충분히 추정할 수 있습니다.압축기 지도는 지상 공회전 상태에서 최대 보정 로터 속도까지 압축기의 전체 작동 범위를 보여 줍니다. 토목 엔진의 경우, 추운 ^[5]날 이륙 시 발생할 수 있습니다.표시된 것은 정상 지반 및 비행 중 풍차 시동 거동을 분석하는 데 필요한 서브 아이돌 성능 영역입니다.

단일 압축기 스테이지의 성능은 플로우 계수( ${\$ {\displaystyle \psi $\phi \,$ 의 함수로서 단계 부하 $($ {\ {\ $displaystyle \phi$ \,})를 표시하여 알 수 있습니다.

유량에 대한 단압비는 그림과 같이 무손실 단압보다 낮다.손실은 블레이드 마찰, 흐름 분리, 불안정한 흐름 및 베인 블레이드 간격에 기인합니다.

설계 외 작업

축 압축기의 설계 외 특성 곡선.유량계수(

{\

{

displaystyle \psi

)의 함수로서 스테이지 부하계수(

\psi \,

{

displaystyle \phi

)

압축기의 성능은 설계에 따라 정의됩니다.그러나 실제로 컴프레서의 작동 지점은 설계 외 작동으로 알려진 설계 지점에서 벗어납니다.

\displaystyle \psi =\phi (\tan \alpha _{2}-\tan \alpha _{1}),

(1)

\tan \alpha _{2}=black {1}{\phi }}-\tan \tan _{2},

(2)

식 (1)과 (2)로부터

(\displaystyle \psi = 1-\phi (\tan \displaystyle _{2}+\tan \alpha _{1}),

$(\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{1})\,$ $(\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{1})\,$ $(\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{1})\,$ 2 $(\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{1})\,$ + $(\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{1})\,$ 1 ) $(\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{1})\,$ { $displaystyle$ ( \ $tan \beta$ _ ${2}$ + \ $tan \alpha$ _ ${1}$ , )의 $(\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{1})\,$ 값은 정지할 때까지 광범위한 동작 포인트에서 변경되지 않습니다. $\alpha _{3}\,$ α 1 $= α$ 3 $\alpha _{3}\,$ {{디스플레이 스타일 $\alpha$ _ ${1$ }=\ $alpha$ _{ $3},}$ 이며 $\alpha _{1}=\alpha _{3}\,$ , 여기서 α 3 {{ $디스플레이$ 스타일 $\alpha$ _ ${3}}}$ 은 $\alpha _{3}\,$ 확산기 블레이드 각도입니다.

J=\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{3})\,

=

황갈색

J=\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{3})\,

2 + 황갈색

J=\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{3})\,

J=\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{3})\,

3

)({

J

=\tan

\

tan

_

{2}+\tan

\

alpha

_{

3}),}

은

J=\tan \beta _{2}+\tan \alpha _{3})\,

(는) 상수입니다.

(')로 설계 값 표시

{\phi}\psi '&=1-J(\phi ')',\J&=black {1-\psi '}{\phi '}\end {aligned}

(3)

설계 외 작업의 경우(eq.3부터):

{\phi}\psi &=1-\phi \leftfrac {1-\psi '}{\phi '}\right},\end {aligned

J의 양수 값의 경우 곡선의 기울기는 음수이고 그 반대도 마찬가지입니다.

쇄도

유량 및 압력차에 따른 성능곡선상의 다양한 점

압력 유량 그림에서 두 영역(불안정 및 안정) 사이의 선을 구분하는 그래프를 서지 선이라고 합니다.이 라인은 다른 rpms에서 서지 포인트를 접합하여 형성됩니다.정상 스루 플로우의 완전한 고장으로 인한 축 압축기 내 불안정한 흐름을 서지라고 ^[1]합니다.이 현상은 컴프레서의 성능에 영향을 미치므로 바람직하지 않습니다.

서지 사이클

다음 서지 설명은 컴프레서를 일정한 속도로 리그에서 작동시키고 밸브를 닫아 출구 면적을 점차 줄이는 것을 말합니다.서지 라인을 넘을 때 발생하는 현상은 컴프레서가 여전히 같은 속도로 작동하는 공기를 더 높은 출구 압력으로 전달하려고 하기 때문에 발생합니다.컴프레서가 완전한 가스터빈 엔진의 일부로 작동하는 경우, 테스트 리그와 달리 특정 속도에서 너무 큰 스텝 점프를 연료에 태우면 순간적으로 높은 공급 압력이 발생할 수 있습니다. 이 경우 컴프레서가 새로운 연료 흐름 및 급상승에 따른 속도로 증가할 때까지 일시적으로 차단됩니다.상판

초기 동작 포인트 D( ${\dot {m}},P_{D}\,$ ${\dot {m}},P_{D}\,$ (\ $displaystyle {m}, P_{D},})$ 를 ${\dot {m}},P_{D}\,$ RPM N으로 가정합니다.밸브의 부분 폐쇄에 의해 특성 곡선을 따라 동일한 rpm에서 유량을 감소시키면 파이프 내의 압력이 증가하며, 이는 컴프레서의 입력 압력 증가에 의해 고려됩니다.P 지점(급지점)까지 압력이 추가로 증가하면 컴프레서 압력이 증가합니다.rpm을 일정하게 유지하는 방향으로 더 이동하면 파이프 내 압력이 증가하지만 컴프레서 압력이 감소하여 컴프레서로 역기류가 흐릅니다.이 역류 때문에 이 불균일한 압력 조건이 장기간 유지될 수 없기 때문에 파이프 내 압력이 감소합니다.밸브 위치는 저유량 지점 G에 대해 설정되지만 컴프레서는 정상 안정 작동 지점 E에 따라 작동하므로 E-F-P-G-E 경로가 따라 흐르므로 컴프레서 내 압력이 지점 H( $P_{H}\,$ H { $display style$ P_ ${H},})$ 까지 더 떨어집니다.파이프 내 압력의 증가 및 감소는 서지 사이클이라고도 하는 사이클 E-F-P-G-H-E에 따라 파이프 및 컴프레서에서 반복적으로 발생합니다.

기계 전체에 진동이 발생하며 기계 고장의 원인이 될 수 있습니다.따라서 서지점에서 곡선의 왼쪽 부분을 불안정 영역이라고 하며 기계에 손상을 줄 수 있습니다.따라서 권장 동작 범위는 서지 라인의 오른쪽에 있습니다.

시간 끌기

멈춤은 압축기의 성능에 영향을 미치는 중요한 현상입니다.다단 압축기의 회전 스톨을 해석하여 상류 총압 및 하류 정압이 일정하더라도 주행 기준 프레임 내에서 안정된 흐름 왜곡이 발생할 수 있는 조건을 구한다.압축기에서 압력상승 히스테리시스를 ^[6]가정한다.컴프레서의 에어로포일 블레이드에서 공기 흐름이 분리된 상태입니다.이 현상은 블레이드 프로파일에 따라 압축 및 엔진 출력 저하로 이어집니다.

포지티브 스톨: 흐름 분리는 블레이드의 흡입 측에서 발생합니다.
네거티브 스톨: 흐름 분리는 블레이드의 압력 측에서 발생합니다.

음의 스톨은 양의 스톨에 비해 무시할 수 있습니다.이는 블레이드의 압력 측에서 흐름 분리가 발생할 가능성이 가장 낮기 때문입니다.

다단 압축기의 고압단에서는 축속도가 매우 작다.정지 값은 설계점으로부터의 약간의 편차에 의해 감소하며, 이로 인해 허브 및 팁 영역 근처에서 정지합니다.이 영역은 유량이 감소함에 따라 크기가 증가합니다.매우 낮은 유량으로 커지며 블레이드 높이 전체에 영향을 미칩니다.딜리버리 압력은 큰 지연으로 인해 현저하게 저하되어 흐름의 역전이 발생할 수 있습니다.손실이 클수록 스테이지 효율이 떨어집니다.

회전 정지

로터 블레이드의 공기 흐름이 균일하지 않으면 컴프레서의 국소 공기 흐름을 방해할 수 있습니다.컴프레서는 계속 정상적으로 작동하지만 압축은 감소합니다.따라서 회전 스톨은 컴프레서의 효과를 감소시킵니다.

날개가 움직이는 회전자에서 오른쪽으로 말하세요.일부 블레이드가 더 높은 발생률로 흐름을 받으면 이 블레이드는 완전히 정지합니다.왼쪽 칼날과 그 자신 사이의 통로에 장애물이 생기게 됩니다.따라서 왼쪽 블레이드는 더 높은 발생률로 플로우를 수신하고 오른쪽 블레이드는 더 낮은 발생률로 플로우를 수신합니다.왼쪽 블레이드는 더 많은 스톨이 발생하고 오른쪽 블레이드는 덜 스톨됩니다.오른쪽 방향은 스톨이 감소하지만 왼쪽 방향은 증가합니다.선택한 기준 프레임에 따라 회전 스톨의 움직임을 관찰할 수 있습니다.

영향들

따라서 컴프레서의 효율이 저하됩니다.
스톨 컴파트먼트를 통과하는 통로로 인해 블레이드에 진동이 가해졌습니다.
이러한 강제 진동은 블레이드의 고유 진동수와 일치하여 공진을 일으키고 블레이드의 고장을 일으킬 수 있습니다.

발전

에너지 교환 관점에서 축방향 압축기는 역터빈입니다.예를 들어, 증기 터빈 설계자인 찰스 알제논 파슨스는 유체의 정압에 의해 작업이 발생하는 터빈(즉, 반응 터빈)은 터보 압축기 또는 펌프라고 불리는 공기 압축기 역할을 하기 위해 역효과를 낼 수 있다는 것을 인식했습니다.그의 특허^[7] 중 하나에 기술된 로터와 스테이터 블레이드는 캠버가 거의 없거나 전혀 없었지만, 어떤 경우에는 블레이드 설계가 프로펠러 ^[8]이론에 기초했습니다.증기 터빈에 의해 구동되는 이 기계는 용광로에 공기를 공급하는 것과 같은 산업 목적으로 사용되었다.Parsons는 1901년 ^[9]납 제련소에서 사용할 최초의 상업용 축류 압축기를 공급했습니다.Parsons의 기계는 효율성이 낮았고 나중에 블레이드 스톨에 기인했으며 곧 더 효율적인 원심 압축기로 교체되었습니다.Brown Boveri & Cie는 최대 45p.s.^[9]i의 압력에서 분당 40,000cu.ft의 큰 유량을 펌핑할 때 원심 유형보다 더 효율적인 공기역학적 연구를 통해 구동되는 "리버스드 터빈" 압축기를 생산했습니다.

초기 축방향 압축기는 효율성이 충분하지 않았기 때문에 1920년대 초반에는 실용적인 축방향 흐름 터보젯 엔진을 제작하는 것이 불가능하다고 주장했습니다.A이후 상황이 바뀌었다. A. 그리피스는 1926년에 성능 저하의 원인을 기존의 압축기가 평평한 블레이드를 사용하고 본질적으로 "비행 정지" 상태였기 때문이라고 지적하면서 중요한 논문을 발표했습니다.그는 평평한 날개 대신 에어포일을 사용하면 실용적인 제트 엔진이 가능할 정도로 효율을 높일 수 있다는 것을 보여주었다.그는 프로펠러에 동력을 공급하기 위해 사용된 두 번째 터빈을 포함한 그러한 엔진의 기본 다이어그램으로 논문을 마무리했다.

그리피스는 금속의 피로와 응력 측정에 대한 초기 연구로 잘 알려져 있었지만, 그의 논문의 직접적인 결과로 시작된 연구는 거의 없는 것으로 보인다.유일하게 눈에 띄는 노력은 그리피스의 Royal Aircraft Assignment 동료인 Hayne Constant가 만든 테스트베드 압축기였다.프랭크 위틀과 한스 폰 오하인의 다른 초기 제트기 노력은 슈퍼차저에 널리 사용된 보다 견고하고 잘 알려진 원심 압축기를 기반으로 했습니다.그리피스는 1929년 휘틀의 작품을 보고 수학적 오류를 지적하며 이를 일축했고, 엔진의 전면 크기가 고속 항공기에서는 무용지물이 될 것이라고 계속해서 주장했다.

축류 엔진에 대한 실제 작업은 1930년대 후반에 시작되었으며, 여러 가지 노력으로 모두 거의 동시에 시작되었습니다.영국의 헤인 컨스턴트는 1937년 증기 터빈 회사인 메트로폴리탄 비커스(메트로빅)와 계약을 맺고 1938년 그리피스 설계에 기초한 터보프롭 작업을 시작했습니다.1940년, 휘틀의 원심 흐름 설계가 성공적으로 실행된 후, 그들의 노력은 순수한 제트기인 메트로빅 F.2로 재설계되었다.독일에서 폰 오하인은 여러 개의 작동 원심 엔진을 생산했는데, 그 중 일부는 세계 최초의 제트 항공기(He 178)를 포함하여 비행했지만, 개발은 세계 최초의 제트 전투기(메서슈미트 Me 262), 그리고 234 폭격기(Arado)에 축류 설계를 사용한 융커스(Jumo 004)와 BMW(BMW 003)로 넘어갔다.미국에서는 1941년 록히드사와 제너럴 일렉트릭사가 축류 엔진(순수 제트기, 후자 터보프롭)을 개발하는 계약을 따냈다.Northrop은 또한 터보프롭을 개발하기 위한 그들만의 프로젝트를 시작했고, 결국 1943년에 미 해군이 계약을 맺었다.Westinghouse도 1942년에 레이스에 참가했는데, 그들의 프로젝트는 후에 J30이 된 미국의 유일한 성공작임이 증명되었다.

그리피스가 1929년에 처음 언급했듯이, 원심 압축기의 큰 정면 크기는 좁은 축류 유형보다 더 큰 항력을 갖게 했습니다.또한 축류 설계는 단순히 추가 단계를 추가하고 엔진을 약간 더 길게 함으로써 압축 비율을 개선할 수 있습니다.원심 흐름 설계에서는 압축기 자체의 지름이 커야 했는데, 이는 얇고 공기역학적인 항공기 동체에 제대로 장착하기가 훨씬 더 어려웠습니다(이미 널리 사용되고 있는 방사형 엔진의 프로필과 다르지 않음).반면, 원심 흐름 설계는 훨씬 덜 복잡하기 때문에(비행 예시로 경주에서 "승리"한 주된 이유), 크기와 효율화가 그다지 중요하지 않은 곳에서 역할을 한다.

축류 제트 엔진

올림푸스 BOL.1 터보젯의 저압 축 압축기 방식.

제트 엔진 적용 시 컴프레서는 다양한 작동 조건에 직면합니다.이륙 시 지상에서는 흡기 압력이 높고 흡기 속도가 0이며, 동력이 공급될 때 컴프레서가 다양한 속도로 회전합니다.일단 비행 중에 흡입구 압력이 감소하지만, 흡입구 속도가 증가하여(항공기의 전진 운동으로 인해) 이 압력의 일부를 회복하고, 압축기는 오랜 시간 동안 단일 속도로 작동하는 경향이 있습니다.

이렇게 광범위한 작동 조건에 적합한 "완벽한" 압축기는 없습니다.초기 제트 엔진에 사용된 것과 같은 고정 형상 압축기는 설계 압력 비율이 약 4 또는 5:1로 제한됩니다.다른 열 엔진과 마찬가지로 연비는 압축비와 밀접한 관련이 있으므로 이러한 비율을 넘어 압축기 단계를 개선해야 하는 재정적인 필요성이 매우 큽니다.

또한 흡기 조건이 갑자기 변경되면 컴프레서가 정지할 수 있으며, 이는 초기 엔진에서 흔히 볼 수 있는 문제입니다.경우에 따라 엔진 전방 근처에서 스톨이 발생할 경우 그 시점부터의 모든 단계에서 공기 압축이 중지됩니다.이 상황에서는 컴프레서를 구동하는 데 필요한 에너지가 갑자기 감소하며, 엔진 후면에 남아 있는 뜨거운 공기가 터빈의 전체 엔진 속도를 극적으로^{[citation needed]} 높일 수 있습니다.서지로 알려진 이 상태는 초기 엔진에서 주요 문제였으며 터빈이나 압축기의 블레이드가 부러지고 빠지는 원인이 되기도 했습니다.

이러한 이유로 현대 제트 엔진의 축 압축기는 이전 설계보다 훨씬 복잡합니다.

스풀즈

모든 압축기에는 회전 속도 및 압력과 관련된 최적의 지점이 있으며, 압축이 높을수록 속도가 빨라야 합니다.초기 엔진은 단순성을 위해 설계되었으며 단일 속도로 회전하는 단일 대형 압축기를 사용했습니다.이후 설계에 따라 두 번째 터빈이 추가되고 압축기가 저압 및 고압 섹션으로 분할되어 후자의 회전 속도가 빨라졌습니다.Bristol Olympus에서 개척된 이 2개의 스풀 디자인은 효율성을 높였습니다.세 번째 스풀을 추가하면 효율성이 더욱 향상될 수 있지만, 실제로는 복잡성이 증가하여 유지 보수 비용이 증가하여 경제적 편익이 사라집니다.그렇긴 하지만, 여러 개의 3단 엔진이 사용되고 있으며, 아마도 가장 유명한 것은 다양한 상업용 항공기에 사용되는 롤스로이스 RB211일 것입니다.

공기 블리딩, 가변 스타터

항공기가 속도 또는 고도를 변경함에 따라 압축기 입구 공기의 압력은 달라집니다.이러한 변화하는 조건에 맞춰 컴프레서를 "조정"하기 위해 1950년대 이후 설계에서는 최종 단계에서 너무 많은 공기를 압축하지 않도록 컴프레서 중앙에서 공기를 "블리드"했습니다.또한 엔진 시동을 걸기 위한 용도로도 사용되었으며, 가능한 한 많은 공기를 압축하지 않고 엔진을 회전시킬 수 있습니다.블리딩 시스템은 터빈 블레이드를 냉각하는 데 사용되는 터빈 단계로 공기를 공급하고 항공기 내부의 에어컨 시스템에 가압 공기를 공급하기 위해 이미 일반적으로 사용되었습니다.

좀 더 진보된 디자인인 가변 스테이터는 엔진의 동력 축이 아닌 축을 중심으로 개별적으로 회전할 수 있는 블레이드를 사용합니다.시동 시에는 "닫힘"으로 회전하여 압축을 줄인 다음 외부 조건에 따라 공기 흐름으로 다시 회전합니다.General Electric J79는 가변 스테이터 설계의 첫 번째 주요 예이며, 오늘날 대부분의 군용 엔진의 공통적인 특징이다.

가변 스태터를 점진적으로 닫으면 컴프레서 속도가 떨어지면 작동 특성(또는 지도)에서 서지(또는 스톨) 라인의 기울기가 감소하여 설치된 장치의 서지 마진이 개선됩니다.General Electric Aircraft Engine은 처음 5단계에서 가변 스태터를 통합함으로써 23:1 설계 압력비로 작동할 수 있는 10단 축 압축기를 개발했습니다.

설계 노트

로터와 유체 사이의 에너지 교환

유체에 대한 블레이드의 상대적인 움직임은 유체가 로터를 통과할 때 유체에 속도나 압력 또는 두 가지 모두를 더합니다.로터를 통해 유체 속도가 증가하고 스테이터가 운동 에너지를 압력 에너지로 변환합니다.대부분의 실용적인 설계에서는 로터에서도 일부 확산이 발생합니다.

오일의 속도 증가는 주로 접선 방향(스월)이며 스테이터는 이 각운동량을 제거합니다.

압력 상승은 정체 온도 상승을 초래합니다.주어진 지오메트리에서 온도 상승은 로터 열의 접선 마하 수의 제곱에 따라 달라집니다.현재의 터보팬 엔진에는 마하 1.7 이상의 속도로 작동하는 팬이 있으며 블레이드 손실과 소음을 줄이기 위해 상당한 배기열 방지 및 소음 억제 구조가 필요합니다.

컴프레서 맵

지도는 컴프레서의 성능을 나타내며 최적의 작동 조건을 결정할 수 있습니다.수평축을 따른 질량 흐름을 일반적으로 설계 질량 유량의 백분율 또는 실제 단위로 표시합니다.압력 상승은 수직 축에 입구 및 출구 정체 압력의 비율로 표시됩니다.

서지 또는 스톨 라인은 컴프레서 성능이 급격히 저하되는 좌측 경계를 식별하고 특정 질량 흐름에서 달성할 수 있는 최대 압력 비율을 식별합니다.특정 회전 속도에서 작동하기 위한 성능 라인뿐만 아니라 효율의 등고선이 그려집니다.

압축 안정성

동작 효율은 스톨 라인에 가장 가깝습니다.다운스트림 압력이 최대값을 초과하여 증가하면 컴프레서가 정지하고 불안정해집니다.

일반적으로 시스템의 헬름홀츠 주파수에서는 다운스트림 플레넘을 고려하여 불안정성이 발생합니다.

「」를 참조해 주세요.

원심 압축기
축방향 팬 설계
Axial-flow pump – 파이프 내 프로펠러로 구성된 펌프 유형

레퍼런스

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참고 문헌

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