가스 터빈 날개의 실제 벽면은 고비용과 고온실험에서 측정 오차가 심각한 문제가 있습니다. 수치 시뮬레이션을 사용하면 고온실험의 어려움을 피할 수 있습니다. 商業용 소프트웨어인 Fluent를 사용하여 입구와 출구의 압력비가 2이고 벽면과 가스 온도 값 이 각각 0.7, 0.8 및 0.9 인 가스 터빈 날개의 유향 및 퇴선향 속력 분포와 누셀트수를 계산하는 수치 시뮬레이션이 실시되었습니다. 결과는 T_R이 높을수록 벽면 근처의 무차원 온도 기울기가 작고 팔날 면의 누셀트도 작음을 보여준다; T_R = 0.9 및 T_R = 0.7 인경우 누셀트의 차이가 최대 32 % 입니다.T_R이 증가함에 따라 흡입 면의 분리 버블의 위치가 전방으로 이동하고 흡입 면의 분리 버블의 유속 및 방향 범위가 확대됩니다; 분리 버블의 분리 및 재부착이 샤프트면을 각각 주 방향으로 따라 누셀트 방향은 0.836입니다 핵심어(KeyWords): 벽면과 가스 온도 비, 누셀트 수, 무차원 온도, 충격파, 경계층, 분리 버블 Abstract: Keywords: 기초 프로젝트(Foundation): 저자(Author): 이 광 초, 도우 엄우, 장 위, 구 지 항 DOI: 10.19666/j.rlfd.201710115

벽면과 가스 온도 비; 누셀트 수; 무차원 온도; 충격파; 경계층; 분리 버블