Studi Aliran Sekunder Pada Kaskade Kompresor Linear Stagger Lemah dan Tanpa Tip Clearance Menggunakan Computational Fluid Dynamics

Abstract

In an axial compressor, endwall region is a region with significant rise total losses. At this region, the complex phenomena of three dimensional flows (3D flow) happened which includes the interaction of blade boundary layer with casing-hub boundary layer. This interaction will cause secondary vortices that finally become secondary flow. The secondary flow formation will be followed by a blockage effect, a change in deflection angle and flow contraction to mid span. The worst effect of thesecondary flow is secondary losses. Based on that idea, this study is performed to examine structure three dimensional (3-D) field flows near endwall at linear compressor cascade without tip clearance. The experiment conducted numerically, Computational Fluid Dynamics with software FLUENT 6.0, model 3d, dp, segregate, RNG k-e turbulent. Cascade configuration using British airfoil 9C7/32,5C50 with stagger angle 300, and blade loading (a = 140, 180, 220). The research shows that with increasing blade loading on cascade causes saddle point movement to pressure side, intensity of cross passage flow and curl flow become stronger so blockage effect and energy losses occurring has a bigger value. Abstract in Bahasa Indonesia : Pada kompresor aksial, daerah endwall merupakan daerah dimana terjadi kenaikan total losses yang cukup besar. Pada daerah ini terjadi fenomena kompleks aliran tiga dimensi (3D) yang melibatkan interaksi antara lapisan batas sudu dengan lapisan batas hub atau casing. Interaksi ini akan mengakibatkan terjadinya vortisitas sekunder, yang akhirnya menjadi aliran sekunder. Terbentuknya aliran sekunder akan diikuti dengan penyumbatan aliran, perubahan sudut defleksi dan kontraksi aliran kearah midspan. Efek yang terbesar dari aliran sekunder ini adalah timbulnya kerugian sekunder. Berdasarkan pemikiran tersebut, dalam penelitian ini dilakukan kaji struktur medan aliran 3-D dekat dinding pada linear kaskade kompresor tanpa tip clearance. Penelitian dilakukan secara numerik, Computational Fluid Dynamics menggunakan paket program FLUENT 6.0, model 3d, dp, segregate, RNG k-e turbulent. Konfigurasi kaskade menggunakan airfoil British 9C7/32,5C50 dengan sudut stagger 300 dan pembebanan (a = 140, 180, 220). Hasil penelitian menunjukkan dengan meningkatnya sudut pembebanan pada kaskade menyebabkan saddle point bergerak ke arah pressure side, intensitas cross passage flow dan curl flow semakin kuat, sehingga penyumbatan aliran dan kerugian energi yang terjadi semakin besar. Kata kunci: Kaskade kompresor, saddle point, cross passage flow, curl flow.