축방향 팬 설계

축방향 팬은 블레이드가 회전하는 축과 평행하게 가스가 축방향으로 팬을 통해 흐르게 하는 팬의 한 종류입니다.흐름은 입구와 출구에서 축방향입니다.팬은 압력차를 발생시켜 팬을 통과하는 흐름을 일으키도록 설계되어 있습니다.팬의 성능을 결정하는 요소에는 블레이드의 수와 모양이 포함됩니다.팬은 풍동이나 냉각탑 등 다양한 용도를 가지고 있습니다.설계 파라미터에는 전력, 유량, 압력상승 및 ^[1]효율이 포함됩니다.

축방향 팬은 일반적으로 덕트 팬보다 적은 블레이드(2~6개)로 구성됩니다.축방향 팬은 일반적으로 덕트 팬보다 반지름이 크고 속도(θ)가 느립니다(특히 비슷한 출력의 팬).r^2)에 비례하는 응력.

파라미터의 계산

다른 터보기계에서는 볼 수 없는 입구 및 출구 속도 삼각형을 사용하여 계산할 수 없기 때문에 미소한 블레이드 소자를 통과하는 흐름에만 대해 평균 속도 삼각형을 고려하여 계산한다.블레이드는 여러 개의 작은 요소로 나뉘며 ^[1]각 요소에 대해 다양한 매개 변수가 별도로 결정됩니다.Axial ^[1]팬의 파라미터를 해결하는 두 가지 이론이 있습니다.

• 슬립스트림 이론
• 블레이드 요소 이론

슬립스트림 이론

그림에서 프로펠러 디스크의 두께는 무시할 수 있는 것으로 가정한다.움직이는 유체와 정지 상태의 유체 사이의 경계가 표시됩니다.따라서 흐름은 다음과 같은 가상의 수렴^[1] 덕트에서 발생하는 것으로 가정합니다.

• D = 프로펠러 디스크의 직경.
• D_s = 출구의 직경.

-θ 및 +θ의 파라미터와 그 관계

파라미터	압력.	밀도	속도	정체 엔탈피	엔탈피
−∞	Pa.	ρa	Cu(상류 속도)	hou	hu
+∞	Pa.	ρa	Cs(슬립스트림 속도)	hod	hd
관계	동등.	동등.	불평등	불평등	동등.
평.	압력은 - ℃와 + ℃에서 모두 대기 상태가 될 것입니다.	밀도는 - +와 + ∞ 모두 동일합니다.	가정된 수렴 덕트를 통과하는 흐름으로 인해 속도가 변화합니다.	정체 엔탈피는 -θ와 +θ에서 다릅니다.	엔탈피는 같은 대기 조건에 따라 -θ와 +θ에서 동일할 것이다.

그림에서 프로펠러 디스크 전체에 걸쳐 속도₁(C와₂ C)는 충격파를 생성하기 때문에 프로펠러 디스크 전체에 걸쳐 급격하게 변화할 수 없지만 팬은 프로펠러 ^[1]디스크 전체에 압력 차이를 생성합니다.

${\displaystyle {C1\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {=}_{}}$ ${\displaystyle {C2\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {=}_{}}$ {\$rm {$1}} =$C_{\rm$ {2} =$C}$ $및$ ${\displaystyle {P1\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {†}_{}}$ ${\displaystyle {P2\mathrm{}}_{}}${{\$rm$ {1$}}$ \$neq P_{\rm$ {$2}}$

• 직경 D의 프로펠러 디스크 면적은 다음과 같습니다.

${\displaystyle A=black {pi D^{2}} {4}}$

• 프로펠러 전체의 질량 유속은 다음과 같습니다.

$(\displaystyle\dot {m}}=sqrho AC})$

• 추력은 질량 변화, 즉 운동량의 변화, 공기의 운동량의 변화로 인한 프로펠러 디스크의 축 추력,^[1] 즉 다음과 같은 값을 곱한 질량 변화이기 때문입니다.

$({displaystyle F_{\rm {x}}={m}}{(C_{\rm {s}})}}={{\rm {u}}})={c_{\rm {u}}}})=carrho AC}{(C_{\rm {u}}}}}}}}}})$

• 베르누이의 원리를 업스트림 및 다운스트림에 적용:

$디스플레이 스타일P_{a}+{\frac {1}{2}}{\rho C_{u}^{2}}&=P_{1}+{{2}}{\P_{a}+{\frac {1}{2}}{\frac {1}{{2}}+{{\frac {1}{{2}}{\frac {\frac C_{{{{}}}}}}{{{{\}}}}}}}}}{{{{\}}}}}}}}}}}}}}{\p}}}}}}}}}}}}}$

위의 방정식을 ^[1]뺄 때:

$({displaystyle P_{2}-P_{1}=param frac {1}{2}\rho (C_{s}^2}-C_{u}^2})$

• 압력 차이로 인한 스러스트 차이는 투영 면적에 압력 차이를 곱한 값이다.압력 차이로 인한 축 추력은 다음과 같습니다.

$({displaystyle F_{x}=A(P_{2}-P_{1})=black {1}{2}\rho A\left(C_{s}^2}-C_{u}^2}\right)$

이 추력을 공기 흐름의 운동량 변화로 인한 축 추력과 비교하면 ^[1]다음과 같은 결과가 나타납니다.

${\displaystyle C=black {C_{s}+C_{u}}{2}}$

파라미터 'a'는 다음과 같이^[1] 정의된다.

${\displaystyle C}$ $=$ ( ${\displaystyle 1}$+${\displaystyle a}$ ) ${\displaystyle {Cu}_{}}$ ${\$ C=(1+${\displaystyle a\frac{}{}}$$) C_{$$u{\displaystyle }$}$여기$서 a$$= C$$ ${\displaystyle \mathrm{u}}$ ${\displaystyle \frac{{}_{}}{}}$1 {$displaystyle$ a $= scfrac {C}$ {$C_{u}}-1}$

앞의 방정식과 "a"를 사용하면 C에 대한_s 식은 다음과 같습니다.

${\displaystyle C_{s}=(1+2a)C_{u}}$

• 디스크 ^[1]전체의 특정 정체 엔탈피 변화 계산:

$\displaystyle \Delta h_{o}=h_{od}-h_{ou}=\left(h_{d}+{2}\frac{right)-\left(h_{u}+{{1}{u}\fright}-\frac{}C_{u}{left}{left}$

이제, 프로펠러에 공급되는 이상적인 동력 값 = 질량 유량 * 정체 엔탈피의 ^[1]변화;

${\displaystyle {Pi}_{}}$ ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle m\stackrel{}{}}$ ${\displaystyle \stackrel{}{\dot{}}}$ ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle h_{}}$o {\$displaystyle$ P_${i$}={$m}}}{\Delta$h_{o}}} $여기$서 m $=$ ${\displaystyle A}$ ${\displaystyle$ {$m}=\rho$ AC$}$

속도 = C로 항공기를_u 추진하기 위해 프로펠러를 사용한 경우, 유용한 동력 = 축방향 추력 * 항공기 ^[1]속도

${\displaystyle P=F_{x}C_{u}}$

• 따라서 효율성에 대한 표현은 다음과 같습니다.^[1]

${\displaystyle \eta _{p}=subfrac {\text {실제 파워}}(P_{i})}}}=subfrac {F_{x}C_{u}{\frac {1}{2}}\rho AC\left(C_{{s}^{2})_U}} = flac {C_{u} {C} = flac {1} {1+a}} }$

• D를 가상 출구 실린더의 직경이라고 하자_s.연속성 방정식에 의한

  ${\displaystyle {\begin{aligned}C{\frac {\pi D^{2}}{4}\\rightarrow D_{s}{2}{=frac {C}{{s}}D^{2}&=frac {C}{{s}}D^{2}}{\ended}$

• 위의 방정식에서 알 수 있는 것은 다음과 같다.

  ${\displaystyle C_{s}=param frac {1+2a}{1+a}}C}$

따라서

${\displaystyle D_{s}^2}=\left({\frac {1+a}{1+2a}}\오른쪽)D^{2}}$

따라서 공기가 가상의 발산 덕트를 통해 흐르는 흐름을 모델링할 수 있으며, 여기에서 프로펠러 디스크의 직경과 출구의 직경이 ^[1]관련된다.

블레이드 요소 이론

이 이론에서는 작은 요소(dr)를 블레이드의 뿌리로부터 r 거리에 두고 그 요소에 작용하는 모든 힘을 분석하여 해결한다.반지름 두께가 작은 dr의 각 섹션을 통과하는 흐름은 ^[1][3]다른 요소를 통과하는 흐름과 무관하다고 가정한다.

그림의^[1] 힘 해결 -

$\displaystyle \Delta F_{x}=\Delta L\sin(\beta)-\Delta D\cos(\beta)}$

$\displaystyle \Delta F_{y}=\Delta L\cos(\beta)+\Delta D\sin(\beta)}$

리프트 계수(C_L)와 드래그 계수(C_D)는 다음과 같이 주어진다.

${\displaystyle \mathrm {Lift}(\Delta L)=blac {1}{2}C_{L}\rho w^{2}(ldr)}$

${\displaystyle \mathrm {Drag}(\Delta D)=blac {1}{2}C_{D}\rho w^{2}(ldr)}$

그림에서도 -

${\displaystyle\tan(\phi)=pic frac {\Delta D}{\Delta L}=pic frac {C_{D}}{C_{L}}}$

지금이다,

$\displaystyle \Delta F_{x}=\Delta L(\sin \delta D}{\delta L}}\cos \delta L(\sin \delta -\tan \phi \cos \displays)=delta F_{2}}C_{DR2} whoR}$

블레이드(z)의 수와 간격(s)은 s ${\displaystyle =}$ ${\displaystyle 2\frac{\mathrm{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{}{}}$z {\$display$ s$=sfrac {2\pi$ r$}{z}}$과(^[1]와) 관련되며 프로펠러 요소 부분의 총 추력은 ZΩF이다._x

그래서^[1]

$\displaystyle \Delta p(2\pi rdr)=z\Delta F_{x}$

${\displaystyle \Rightarrow \Delta p=carc {1}{2}C_{L}\rho w^{2}({\frac {l}{s}){\frac {sin(\cos -\phi}}}{\cos \phi }} = carcfrac {1}{D}{2} w^{2}$

마찬가지로, δF_y, δF에_y 대한 해법은 다음과^[1] 같다.

${\displaystyle \Delta F_{y}=csfrac {1}{2}C_{L}\rho w^{2}ldrfrac {\cos -\phi}{\cos \phi }}$

${\displaystyle 및\mathrm{}}{\displaystyle }$( ${\displaystyle \mathrm{To}}$ ${\displaystyle \mathrm{r}}$ ${\displaystyle \mathrm{q}}$ ${\displaystyle \mathrm{u}}$e ) ${\displaystyle \delta }$ andQ ${\displaystyle =}$ r ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle F_{}}$y \ $displaystyle$( \ $mathrm${ $Torque$} )\ $Delta$ Q $= r$ \ $Delta$ F _ {$y$ }

마지막으로 ^[1]F, F에_y 비례하므로_x 소구간에서 추력 및 토크를 구할 수 있다.

퍼포먼스 특성

압력 변동과 체적 유량 간의 관계는 팬의 중요한 특성입니다.축방향 팬의 일반적인 특성은 성능 곡선에서 연구할 수 있습니다.Axial fan 성능곡선은 그림에서 (최대효율점을 연결하는 수직선은 "S"^[1]점에서 압력곡선을 만족시키는 선으로 그린다) 곡선에서 다음 사항을 유추할 수 있다.

1. 유량이 0에서 증가하면 효율이 증가하여 특정 지점까지 최대값에 도달한 후 감소합니다.
2. 팬의 출력은 양의 기울기가 거의 일정할수록 증가합니다.
3. 압력 변동은 낮은 배출량 및 유량("S" 지점으로 표시됨)에서 관찰되며 압력은 감소합니다.
4. "S" 지점 왼쪽에 있는 압력 변화는 정지 및 서지의 두 가지 영향으로 인해 흐름이 불안정해집니다.

불안정한 흐름의 원인

정지 및 서지는 팬의 퍼포먼스, 블레이드 및 출력에 영향을 미치기 때문에 바람직하지 않습니다.이는 부적절한 설계와 팬의 물리적 특성 때문에 발생하며 일반적으로 노이즈 발생을 수반합니다.

지연 효과/정지

그 원인은 블레이드 표면에서 흐름이 분리되기 때문입니다.이 효과는 에어포일 위를 흐르는 흐름으로 설명할 수 있습니다.에어포일 입구에서 (저속의 흐름 중에) 입사각이 증가하면 흐름 패턴이 변화하여 분리가 발생합니다.이것은 정지하는 첫 번째 단계이며, 이 분리 지점을 통해 흐름이 분리되어 분리된 영역에서 소용돌이, 즉 역류가 형성됩니다.스톨 및 회전 스톨에 대한 자세한 설명은 컴프레서 서지를 참조하십시오.그림에는 병렬로 작동하는 단일 축 팬과 축 팬의 스톨 ^[4]존이 나와 있습니다.

그래프에서 다음 사항을 유추할 수 있습니다.

• 병렬로 작동하는 팬의 경우 개별 팬에 비해 성능이 떨어집니다.
• 팬은 정지 효과를 피하기 위해 안전한 작동 구역에서 작동해야 합니다.

일부 Axial 팬에서는 VFD가 실용적이지 않습니다.

제어된 블레이드 축 팬이 고정 위치에 잠기고 가변 주파수 드라이브(VFD)가 장착된 후 축 방향 팬 고장이 많이 발생했습니다.일부 Axial 팬에서는 VFD가 실용적이지 않습니다.불안정 영역이 심한 축방향 팬은 팬을 정지 ^[5]상태에 노출시키는 블레이드 각도, 회전 속도, 질량 유량 및 압력으로 작동해서는 안 됩니다.

서지 효과/급상승

서지는 시간 지연과 혼동해서는 안 됩니다.팬 블레이드에 충분한 공기가 유입되지 않아 블레이드 표면의 흐름이 분리되는 경우에만 멈춥니다.팬의 완전한 고장을 일으키는 서지 또는 불안정한 흐름은 주로 세 가지 요인에 의해 발생합니다.

• 시스템 서지
• 팬 서지
• 병렬 처리

시스템 서지

이 상황은 팬의 교차점인 시스템 저항 곡선과 정압 곡선이 서로 비슷한 기울기 또는 평행한 경우에 발생합니다.곡선은 일정한 지점에서 교차하는 것이 아니라 특정 영역 보고 시스템 서지 위에서 교차합니다.이러한 특성은 축 방향 팬에서는 관찰되지 않습니다.

팬 서지

이러한 불안정한 작동은 흐름의 반대 방향으로 압력 구배가 발달하기 때문에 발생합니다.임펠러 블레이드의 배출 시 최대 압력이 관찰되고 배출 측과 반대쪽에서 최소 압력이 관찰됩니다.임펠러 블레이드가 회전하지 않을 때 이러한 역압 구배는 팬 방향과 반대 방향으로 흐름을 펌프합니다.그 결과 팬 블레이드가 진동하여 ^[6]노이즈가 발생합니다.

병렬 처리

이 효과는 팬이 여러 개 있는 경우에만 나타납니다.팬의 공기 흐름 용량을 비교하여 동일한 배출구 또는 동일한 흡입구 조건에서 연결합니다.이로 인해 이음이 발생합니다.특히 팬이 병렬로 있는 경우는 비팅이라고 불립니다.비트를 방지하기 위해 흡입구 상태, 팬 회전 속도 차이 등이 있습니다.

불안정한 흐름을 방지하는 방법

팬 블레이드를 적절한 허브 투 팁 비율로 설계하고 블레이드 표면에 흐름이 분리되지 않도록 블레이드 수에 대한 성능을 분석함으로써 이러한 영향을 줄일 수 있습니다.이러한 영향을 극복하는 방법 중 일부는 팬을 통한 과잉 공기 순환입니다. 축방향 팬은 팬을 고효율로 작동시키는 고속 장치이며 저속에서 작동해야 하는 영향을 최소화합니다.가이드 베인의 흐름을 제어 및 지시하기 위해 사용할 것을 권장합니다.팬의 입구 및 출구에서 난류가 흐르면 멈춤 현상이 발생하므로 스테이터를 삽입하여 흐름을 층상으로 만들어 효과를 ^[7]방지해야 합니다.

「 」를 참조해 주세요.

• 기계식 팬
• 프로펠러(해상)
• 프로펠러(항공기)
• 산업용 선풍기
• 천장 팬
• 터보팬
• 덕트 프로펠러
• 창풍기
• 컴프레서 서지
• 컴프레서 스톨
• 프로펠러 워크
• 캐비테이션
• 방위 스루스터
• 키친키
• 패들 기선
• 추진기
• 클리버
• 접이식 프로펠러
• 모듈러 프로펠러
• 슈퍼캐비스트 프로펠러

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