Hücum Kenarı Şeklinin Eksenel Fan Performansına Etkileri

Abstract

Eksenel fan ve kompresör tasarımında, kanadı oluşturan profillerin fan göbeğinden uç kısmına doğru birleştirilme yöntemi, son yıllarda üzerinde çalışılan parametrelerden biridir. Profiller, ağırlık merkezlerinden geçen radyal bir doğru üzerinde dizilebildiği gibi, eksenel ya da başka yönlerde (vetere dik ya da veter yönünde gibi) profilleri kaydırarak da kanat şekli oluşturulabilmektedir. Bu şekilde, iki boyutlu düzlemde, profil üzerinde tasarım değişikliği yapmadan, üç boyutlu akış yapısı üzerinde değişiklik yapmak mümkündür. Bu çalışmada, bir fan rotoru üzerinde, profillerin göbekten uca birleştirilmesinde hücum kenarının aldığı şeklin fan performansı ve üç boyutlu akış yapısı üzerine etkileri ele alınmıştır. İlk olarak, profillerin ağırlık merkezleri radyal bir doğru üzerinde yer alacak şekilde referans bir fan tasarlanmış, bu fan maksimum verimi verecek şekilde, HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) araçları vasıtasıyla optimize edilmiş ve HAD yaklaşımlarının doğrulanması deneylerle desteklenmiştir. Daha sonra, referans fanın profilleri farklı hücum kenarı eğrileri oluşturacak şekilde kaydırılarak yeni fan geometrileri elde edilmiş ve bu fanların HAD analizleri gerçekleştirilmiştir. Fanların aerodinamik performansları ve akış yapıları detaylı bir şekilde incelenip karşılaştırılmıştır. Yapılan analizler sonucunda, hücum kenarının içbükey ya da dışbükey şekilde olmasının fan performansı üzerinde olumlu bir etkisine rastlanmamış ancak kanat kökü ve kanat ucu gibi aerodinamik açıdan sorunlu bölgelerde fayda sağlanabilecek etkileri görülmüştür

Keywords

• Eksenel fan, Hücum kenarı, HAD, İkincil akışlar,Üç boyutlu akış

The Effects of The Leading Edge Shape on Fan Performance

Abstract

In recent years, the different methods of stacking of the blade profiles from hub to the tip are studied frequently for axial fans and compressors. The blade profiles can be stacked on a radial line where the centers of gravity of the profiles coincide or the blade shape can be obtained by shifting the profiles in axial direction or in other directions (parallel or perpendicular to the chord line of the profile). In this manner, it is possible to make a modification on the 3D flow structure without making any change on the angle of the profile on 2D plane. In this study, the effect of the leading edge shape (related to the stacking process) on the performance and on the 3D flow structure of an axial fan rotor is handled. First, a reference fan where the centers of the gravity of the profiles situate on the radial stacking line is designed. This fan is optimized by means of CFD tools to give the maximum efficiency. The results of the CFD calculations are validated by experiments. Subsequently, new fans are obtained by shifting the profiles in axial direction to give the desired leading edge shape. The performances and the flow structures of the new fans are investigated and compared by means of CFD calculations. The CFD results show that, neither convex nor concave leading edge has positive effects on the aerodynamic performance of the axial fan studied. However, some potential advantages of the new geometries are observed especially at the hub and the tip region of the fans which are aerodynamically the most problematic regions of an axial turbomachine

Keywords

• Axial-flow fan, Leading edge, CFD, Secondary flows, 3D flow, Stacking line