Penulis: Riqy Rizqyandra – CAE Engineer PT Optimaxx Prima Teknik (2023)

PENDAHULUAN

Axial fan merupakan salah satu jenis turbomachinery yang berfungsi untuk menghisap udara dan menaikkan tekanan. Yang membedakan antara axial fan dengan axial compressor adalah kalau axial fan kenaikan temperaturenya tidak setinggi compressor. Penggunaan axial fan dapat dilihat pada mesin pesawat dimana axial fan ditaruh sebelum compressor.

Pada tulisan kali ini penulis akan mensimulasikan axial fan dari NASA yaitu NASA Rotor 67. Simulasi ini merupakan lanjutan dari NASA rotor 37. Penulis juga akan menunjukan bagaimana cara membuat koordinat hub, shroud, dan blade dari fluid domain menggunakan Ansys Blade Design Modeller.

PRE-PROCESSING

Objek yang akan disimulasi bisa dilihat pada gambar di atas. Axial fan memiliki jumlah bilah sebesar 22. Diameter dari rotor 67 sebesar 500 mm. Antara blade dengan shroud memiliki tip clearance sebesar 1 mm. Fluid domain yang akan disimulasikan hanya 1/22 karena kita bisa memanfaatkan sifat periodicity dari blade. Domain dapat didownload pada bagian referensi di bawah.

Domain ini nantinya akan dimesh menggunakan structured hexahedral mesh. Untuk mencapai tujuan itu maka perlu menggunakan Ansys Turbogrid. Agar terciptanya hex mesh perlu memasukkan koordinat hub, shroud, dan blade ke Ansys Turbogrid. Untuk menciptakan koordinat tersebut maka perlu membuat flow path dan export point menggunakan Ansys Blade Design Modeller. Flow path merupakan sebuah permukaan referensi bagaimana nantinya udara itu akan mengalir. Dari flow path tersebut akan muncul semacam streamline sebagai penanda arah udara akan mengalir. Dari flow path tersebut akan dibentuk profil airfoil dari blade pada beberapa ketinggian. Profil ini nantinya akan dikonversikan menjadi koordinat x, y, z menuju Ansys Turbogrid. Secara otomatis Ansys Turbogrid akan membentuk hex structured mesh dari koodinat tersebut.

SETUP

Setupnya sama persis dengan tulisan blog sebelumnya yaitu NASA Rotor 37. Yang membedakan adalah putarannya. Disini RPMnya sebesar 16043. Boundary condition yang digunakan adalah Pressure Inlet sebesar 1 atm dengan temperature 288 Kelvin dan Mass Flow Outlet sesuai dengan [1] sebesar 33 kg/s.

POST-PROCESSING

Gambar 7 menunjukan perfomansi dari Rotor 67 ketika beroperasi pada 16043 RPM menghasilkan mass flow rate sebesar 33 kg/s, pressure ratio sebesar 1.53, dan efficiency sebesar 85%. Gambar 8 menunjukan perfomansi dari NASA Rotor 67 dari referensi journal [2]. Dari hasil eksperimen, pada mass flow rate yang sama yaitu 33 kg/s, menghasilkan pressure ratio sebesar 1.6 dan efficiency sebesar 90%. Antara hasil simulasi penulis dan hasil eksperimen mendapatkan hasil yang serupa.

Gambar 9 menunjukan kontur relative Mach number (Mrel) pada beberapa lokasi vertikal dari rotor. Gambar 10 menunjukan hasil eksperimen dan hasil numerik yang dilakukan oleh referensi journal [1]. Jika dibandingkan kontur relative Mach number pada jarak 70% dari Panjang blade, didapatkan hasil yang serupa.

Gambar 9 menunjukan hasil simulasi Mrel pada leading edge sebesar 1.2 sampai 1.3. Hasil eskperimen (gambar 10 figure 5) menunjukan Mrel pada leading edge sebesar 1.2 sampai 1.3 juga. Hal ini menunjukan bahwa pemodelan simulasi sudah tepat sesuai dengan eksperimen.

Referensi

Fluid domain NASA Rotor 67 : https://how4.cenaero.be/content/c2-nasa-rotor-67

[1] A. Naseri et al. Investigation of Effect of Inlet and Total-pressure Distortion on Perfomance of Transonic Compressor.

[2] Zhang, X.; Jia, X.; Jiang, X. The Effect of Load Control on the Performance of Contra-Rotating Fans. Processes 2021, 9, 1227.