Design parameters include power, flow rate, pressure rise and efficiency.
Parameter desain meliputi daya, laju aliran, kenaikan tekanan, dan efisiensi .
Since the calculation cannot be done using the inlet and outlet velocity triangles, which is not the case in other turbomachines, calculation is done by considering a mean velocity triangle for flow only through an infinitesimal blade element.
Karena perhitungan tidak dapat dilakukan dengan menggunakan segitiga kecepatan masuk dan keluar, yang tidak terjadi pada turbomachines lain, perhitungan dilakukan dengan mempertimbangkan segitiga kecepatan rata-rata untuk aliran hanya melalui elemen bilah yang sangat kecil.
There are two theories that solve the parameters for axial fans: Slipstream Theory Blade Element Theory In the figure, the thickness of the propeller disc is assumed to be negligible.
Ada dua teori yang memecahkan parameter untuk kipas aksial: Teori Slipstream Teori Elemen Blade Pada gambar, ketebalan cakram propeller diasumsikan dapat diabaikan.
The boundary between the fluid in motion and fluid at rest is shown.
Batas antara fluida yang bergerak dan fluida yang diam ditunjukkan.
1 2 ρ A ( C s 2 − C u 2 )A(P_{2}-P_{1})={\frac {1}{2}}\rho A\left(C_{s}^{2}-C_{u}^{2}\right)} Comparing this thrust with the axial thrust due to change in momentum of air flow, it is found that: CC s + C u 2 +C_{u}}{2}}} A parameter 'a' is defined such that - C( 1 + a ) C u } where aC C u − 1 {C_{u}}}-1} Using the previous equation and "a", an expression for Cs comes out to be: C s( 1 + 2 a ) C u(1+2a)C_{u}} Calculating the change in specific stagnation enthalpy across disc:
1 2 ρ A ( C s 2 − C u 2 )A(P_{2}-P_{1})={\frac {1}{2}}\rho A\left(C_{s}^{2}-C_{u}^{2}\right)} Dengan membandingkan dorongan ini dengan dorongan aksial yang disebabkan oleh perubahan momentum aliran udara, maka diperoleh: CC s + C u 2 +C_{u}}{2}}} Parameter 'a' didefinisikan sedemikian rupa sehingga - C( 1 + a ) C u } where aC C u − 1 {C_{u}}}-1} Dengan menggunakan persamaan sebelumnya dan "a", ekspresi untuk Cs menjadi: C s( 1 + 2 a ) C u(1+2a)C_{u}} Menghitung perubahan entalpi stagnasi spesifik di seluruh cakram: Δ h oh o d − h o u( h d + 1 2 C s 2 ) − ( h u + 1 2 C u 2 )
1 2 ( C s 2 − C u 2 )h_{od}-h_{ou}=\left(h_{d}+{\frac {1}{2}}C_{s}^{2}\right)-\left(h_{u}+{\frac {1}{2}}C_{u}^{2}\right)={\frac {1}{2}}\left(C_{s}^{2}-C_{u}^{2}\right)} Now, Ideal Value of Power supplied to the PropellerMass flow rate * Change in Stagnation enthalpy; P im ˙ Δ h o{\dot {m}}{\Delta h_{o}}} where m ˙ρ A C }=\rho AC} If propeller was employed to propel an aircraft at speedCu
1 2 ( C s 2 − C u 2 )h_{od}-h_{ou}=\left(h_{d}+{\frac {1}{2}}C_{s}^{2}\right)-\left(h_{u}+{\frac {1}{2}}C_{u}^{2}\right)={\frac {1}{2}}\left(C_{s}^{2}-C_{u}^{2}\right)} Sekarang, Nilai Ideal Daya yang diberikan ke PropellerLaju aliran massa * Perubahan entalpi Stagnasi ; P im ˙ Δ h o{\dot {m}}{\Delta h_{o}}} where m ˙ρ A C }=\rho AC} Jika baling-baling digunakan untuk mendorong pesawat terbang pada kecepatanCu; maka Daya BergunaDorongan Aksial * Kecepatan Pesawat;
F x C u 1 2 ρ A C ( C s 2 − C u 2 )C u C1 1 + a{\frac {{\text{Actual Power}}(P)}{{\text{Ideal Power}}(P_{i})}}={\frac {F_{x}C_{u}}{{\frac {1}{2}}\rho AC\left(C_{s}^{2}-C_{u}^{2}\right)}}={\frac {C_{u}}{C}}={\frac {1}{1+a}}} Let Ds be the diameter of the imaginary outlet cylinder.
PF x C u C_{u}} Oleh karena itu ekspresi efisiensi menjadi: η pActual Power ( P ) Ideal Power ( P i )F x C u 1 2 ρ A C ( C s 2 − C u 2 )C u C1 1 + a{\frac {{\text{Actual Power}}(P)}{{\text{Ideal Power}}(P_{i})}}={\frac {F_{x}C_{u}}{{\frac {1}{2}}\rho AC\left(C_{s}^{2}-C_{u}^{2}\right)}}={\frac {C_{u}}{C}}={\frac {1}{1+a}}} Misalkan Ds adalah diameter silinder keluaran imajiner.
By Continuity Equation; C π D 2 4C s π D s 2 4 ⇒ D s 2C C s D 2 C{\frac {\pi D^{2}}{4}}&=C_{s}{\frac {\pi D_{s}^{2}}{4}}\\\Rightarrow D_{s}^{2}&={\frac {C}{C_{s}}}D^{2}\end{aligned}}} From the above equations it is known that - C s1 + 2 a 1 + a C{\frac {1+2a}{1+a}}C} Therefore; D s 2( 1 + a 1 + 2 a )
Dengan Persamaan Kontinuitas ; C π D 2 4C s π D s 2 4 ⇒ D s 2C C s D 2 C{\frac {\pi D^{2}}{4}}&=C_{s}{\frac {\pi D_{s}^{2}}{4}}\\\Rightarrow D_{s}^{2}&={\frac {C}{C_{s}}}D^{2}\end{aligned}}} Dari persamaan di atas diketahui bahwa - C s1 + 2 a 1 + a C{\frac {1+2a}{1+a}}C} Karena itu ; D s 2( 1 + a 1 + 2 a )
D 2 ^{2}=\left({\frac {1+a}{1+2a}}\right)D^{2}} Hence the flow can be modeled where the air flows through an imaginary diverging duct, where diameter of propeller disc and diameter of the outlet are related.
D 2 ^{2}=\left({\frac {1+a}{1+2a}}\right)D^{2}} Oleh karena itu aliran dapat dimodelkan di mana udara mengalir melalui saluran divergen imajiner, di mana diameter cakram baling-baling dan diameter saluran keluar saling terkait.
It is assumed that the flow through each section of small radial thickness dr is assumed to be independent of the flow through other elements.
Diasumsikan bahwa aliran melalui setiap bagian dengan ketebalan radial kecil dr diasumsikan independen dari aliran melalui elemen lainnya.
Resolving Forces in the figure - Δ F xΔ L sin ⁡ ( β ) − Δ D cos ⁡ ( β )\Delta L\sin(\beta )-\Delta D\cos(\beta )} Δ F yΔ L cos ⁡ ( β ) + Δ D sin ⁡ ( β )\Delta L\cos(\beta )+\Delta D\sin(\beta )}
Gaya Penyelesaian pada gambar - Δ F xΔ L sin ⁡ ( β ) − Δ D cos ⁡ ( β )\Delta L\sin(\beta )-\Delta D\cos(\beta )} Δ F yΔ L cos ⁡ ( β ) + Δ D sin ⁡ ( β )\Delta L\cos(\beta )+\Delta D\sin(\beta )} Koefisien Angkat (CL) dan Koefisien Hambatan (CD) diberikan sebagai - L i f t ( Δ L )
The pressure variations to the left of the point "S" causes for unsteady flow which are due to the two effects of Stalling and surging.
Variasi tekanan di sebelah kiri titik "S" menyebabkan aliran tidak stabil yang disebabkan oleh dua efek, yakni terhenti dan melonjak.
This effect can be explained by the flow over an air foil.
Efek ini dapat dijelaskan oleh aliran di atas foil udara.
When the angle of incidence increases (during the low velocity flow) at the entrance of the air foil, flow pattern changes and separation occurs.
Ketika sudut datang meningkat (selama aliran kecepatan rendah) di pintu masuk foil udara, pola aliran berubah dan pemisahan terjadi.
This unstable operation results from the development of pressure gradients in the opposite direction of the flow.
Operasi yang tidak stabil ini disebabkan oleh perkembangan gradien tekanan dalam arah yang berlawanan dengan aliran.