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Dynamics >>24
Flutter
at NASA Glenn
Xuedong Zhou, Dr. Mitch
Wolff, Wright State University, USA
Turbomachinery
Flutter / Forced Response는 고주파에서의 구조적 피로 파괴를 유발할
수 있는 제트엔진의 비정상 유동과 관련된 물리적 현상입니다. 이 현상을
정확히 시뮬레이션하기 위해 구조 및 유동을 커플링하여 해석하는 것이
Blade의 움직임을 예측하는 데 필수적입니다.
Fig
2: Suction surface velocity vector and pressure contours
이를 위한 첫번째 단계로서 미리 언급된 Blade의 운동을 활용함으로써 달성되어 왔습니다. STAR-CD는 NASA Glenn의 Transonic Oscillating Linear Cascade의 수치해석에 적용되었습니다. Blade는 Suction Surface에서의 상당한 박리 때문에 좀 더 도전적인 설정을 제공하는 Leading Edge로부터 시작하는 Negative Chamber를 가집니다. Center Blade는 Mid-cord 부근에서 0.6° 진동합니다. 수치해석은 200~500Hz 정도의 주파수 범위에서 수행됩니다.
The Spalart-Allmaras (S-A), one equation low Reynolds turbulence model, is employed for both steady and unsteady analysis.
Airfoil 주변에 Structured O-grid를, 다른 부분에는 Unstructured Grid를 활용한 Passage당 120만개의 Cell을 가진 Hybrid 격자가 적용됩니다. Low Reynolds 난류 모델인 Spalart-Allmaras(S-A)가 정상 및 비정상 해석 둘 다에 적용됩니다.
그림
2는 Suction Surface에서의 정상상태 속도벡터 및 압력분포를 나타냅니다.
박리가 Leading Edge로부터 발생하여 Mid Span에서 Chord의 50% 위치에
재부착됩니다. CFD 결과는 Tip과 Hub측에서의 End Wall Effect에 의한
Passage Vortexes를 명백히 포착합니다. 예측된 해는 NASA의 Suction
Surface에서의 Oil Trace Flow Visualization 결과와 매우 잘 일치합니다.
Fig
3: 1st Harmonic _Cp comparison at M=0.8, f=300Hz for the suction
surface at midspan
앞에서 언급한 Oscillating Motion은 STAR-CD User Subroutine을 통한 Algebra Method에 의해 모델링되었습니다. 다른 진동주파수와 입구 Mach수를 가진 CFD 시뮬레이션은 총 9개의 Blade에서 수행되었으며 End Wall은 Hybrid 격자로 모델링되었습니다. Center Oscillating Blade에 앞선 시간에서의 Suction Surface 압력은 실험 데이터와 비교할 Pressure Coefficient의 첫번째 Harmonic을 얻기 위해 Fast Fourier Transformation(FFT)에 의해 후처리되었습니다. 그림 3은 Mach수가 0.8일 때와 300Hz의 진동 주파수일 때의 결과를 비교한 것입니다. 첫번째 Harmonic의 강도는 약간의 Phase Error가 있는 동안에는 실험 데이터와 잘 일치합니다.
종합적으로, 현재 모델은 실험데이타와 매우 잘 일치하고 있습니다. 그러므로, 이 모델링 방법은 Turbomachinery에서의 Fluid-Structure Interaction에 적합하다고 할 수 있습니다.
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