Optimaxx

Simulasi NASA Rotor37 Kompresor Menggunakan Ansys CFX

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

PENDAHULUAN

Gambar 1. Kompresor pada jet engine
Gambar 2. Rotor dan stator pada axial compressor

Kompresor digunakan diberbagai macam industri salah satunya di mesin jet pesawat. Pada mesin jet pesawat, kompresor berfungsi untuk meningkatkan tekanan dan temperature sebelum masuk ruang bakar. Kompresor memiliki dua bagian yaitu stator dan rotor. Rotor merupakan bagian yang berputar (terkoneksi ke poros) berfungsi untuk mempercepat aliran gas menuju stator. Gas yang memiliki kecepatan tinggi ini akan dikonversikan menjadi gas tekanan tinggi oleh stator. Stator berfungsi juga untuk mengarahkan aliran gas ke rotor selanjutnya.

Pada simulasi kali ini penulis akan mensimulasikan axial compressor. Axial compressor yang penulis simulasikan hanya bagian rotor saja. Kompresor yang disimulasikan merupakan NASA Rotor37. Ansys memiliki workflow khusus untuk mensimulasikan simulasi turbomachinery. Pertama, domain turbomachinery dimesh di TurboGrid. Kedua, setup boundary condition di CFX-Pre. CFX-Pre akan menghasilkan input files yang akan dirun oleh CFX Solver Manager. Langkah terakhir post processing akan dilakukan di CFD-Post.

Tujuan dari simulasi untuk mendapatkan pola aliran kompresor dan efisiensi dari kompresor. Geometri dari NASA Rotor37 ini, penulis mengikuti referensi journal pada akhir halaman.

PRE-PROCESSING

Gambar 3. Geometri NASA Rotor37
Gambar 4. Mesh NASA rotor37
Gambar 5. Contoh koordinate blade yang akan dimasukkan ke TurboGrid

NASA rotor37 memiliki 36 blade. Tip clearance 0.04 cm. Profil dari hub, shroud, dan blade dibuat menggunakan koordinat yang dimasukkan ke Ansys TurboGrid. Ansys TurboGrid merupakan software pembuat mesh khusus turbomachinery, mesh yang dihasilkan berupa structured hexahedral.  

Gambar 6. Geometri machine data
Gambar 7. Input shroud, hub, dan blade file
Gambar 8. Volume rotor yang akan dimesh
Gambar 9. Shroud tip distance
Gambar 10. Pembuatan mesh

Pertama kali membuka TurboGrid, kita harus set dulu machine typenya menjadi axial compressor, jumlah bladenya 36, berputar di sumbu z dan working unitsnya cm. Selanjutnya input file koordinate hub, shroud, dan blade. Antara blade denganshroud terdapat clearance sebesar 0.04 cm. Mesh yang dibuat berupa default mesh, sehingga mesh yang dihasilkan masih bersifat coarse mesh.

SETUP

Gambar 11. Setting machine type
Gambar 12. Rotating component
Gambar 13. Physics definition

Set-up boundary condition dilakukan di CFX. Pertama, machine type yang digunakan adalah axial compressor, sumbu putarnya di z, dan analisis yang digunakan steady state. Component definition berfungsi untuk membuat rotor/stator component. Rotating component pada gambar 7 diisi dengan mesh rotor yang telah dibuat di TurboGrid. Component tersebut diberi kecepatan putar rotor dan pastikan available volume berisi inlet, outlet, dan passages. Physics definition berisi inlet dan outlet. Disini penulis menggunakan pressure inlet dan pressure outlet. Rotor ini memiliki rasio kompresi 1.2, artinya tekanan udara akan dikompres 1.2 kali lipat menjadi 1.2 atm.

Gambar 14. Boundary condition
Gambar 15. Define run
Gambar 16. CFX Solver Manager

Detail dari setiap boundary condition dapat dilihat pada CFX Pre. Karena hanya satu blade saja yang dimesh, maka secara otomatis akan diberikan periodic boundary. Permukaan blade akan diset secara otomatis menjadi rotating wall. Inlet dan outlet pun sudah diset secara otomatis. Setelah sudah dipastikan semua settingan benar, klik define run untuk membuat input files. Input files tersebut akan di run di CFX Solver Manager.

POST-PROCESSING

Gambar 12. Compressor performance result
Gambar 13. Distribusi tekanan pada blade rotor

Ketika simulasi menggunakan CFX, kita dapat membuat turbomachinery report secara otomatis seperti pada gambar 12. Tabel diatas menunjukan kesimpulan performa dari NASA rotor37. Dari input berupa RPM, dapat dicari berapa energi yang dibutuhkan oleh rotor tersebut. Didapat efisiensi sebesar 84%. Turbomachinery report ini juga membuat distribusi tekanan pada beberapa lokasi pada blade seperti gambar 13. Dari hasil eskperimen mass flow rate udara yang mengalir sebesar 20.118 kg/s.

Gambar 13. Relative Mach number pada beberapa lokasi
Gambar 14. Kontur kecepatan pada beberapa lokasi

Relative Mach number didefinisikan sebagai rasio antara selisih kecepatan udara dan kecepatan putar blade dibagi dengan local speed of sound. Relative Mach number lebih dari 1 menunjukan kecepatan supersonic. Gambar 13 dan gambar 14 menunjukan normal shock, yaitu berubahnya kecepatan udara dari supersonic menjadi subsonic secara mendadak. Normal shock ini terjadi secara natural dan menyebabkan losses pada kompresor.

Gambar 16. Kondisi tekanan, kecepatan, dan temperature pada streamwise

Gambar 16 menunjukan bagaimana keadaan tekanan, kecepatan, dan temperature pada arah aksial. Sesuai dengan hukum kekakalan energi, tekanan dan temperature mengalami kenaikan sementara kecepatan mengalami penurunan. Karena Ansys dapat mendeteksi simulasi turbomachinery, seluruh tabel, grafik, dan kontur tercipta otomatis. Seluruh hasil diatas merupakan template yang disediakan oleh Ansys.

Referensi

Suder, K. L., “Experimental Investigation of the Flow Field in a Transonic, an Axial Flow Compressor With Respect to the Development of Blockage and Loss,” NASA TM 107310, October, 1996,

Exit mobile version