노즐 형상에 따른 부분 흡입형 초음속 터빈의 성능특성에 관한 수치적 연구 Numerical Analysis of the Effect of Nozzle Shapes on the Performance of a Partial Admission Supersonic Turbine원문보기
일반적으로 충동형을 채용하는 초음속 터빈의 경우, 이론적으로 노즐에서 모든 유동의 가속이 이루어지므로, 초음속 노즐은 특히 초음속 터빈의에서 중요한 부분 중의 하나이다. 본 논문에서는 부분 흡입형 초음속 터빈의 노즐 형상에 따른 성능 특성을 분석하기 위하여 유동 해석을 실시하였다. 노즐은 원형 노즐, 정사각 노즐, 직선 사각 노즐과 굽은 사각 노즐 등의 네 종류를 사용하였다. 해석결과 터빈 내에서 발생하는 유체역학적 손실은 노즐 형상에 크게 영향을 받으며, 부분 흡입 손실 또한 노즐 형상에 크게 영향을 받는 것을 알 수 있었다. 특히, 굽은 사각 노즐이 가장 좋은 성능을 나타내었다.
일반적으로 충동형을 채용하는 초음속 터빈의 경우, 이론적으로 노즐에서 모든 유동의 가속이 이루어지므로, 초음속 노즐은 특히 초음속 터빈의에서 중요한 부분 중의 하나이다. 본 논문에서는 부분 흡입형 초음속 터빈의 노즐 형상에 따른 성능 특성을 분석하기 위하여 유동 해석을 실시하였다. 노즐은 원형 노즐, 정사각 노즐, 직선 사각 노즐과 굽은 사각 노즐 등의 네 종류를 사용하였다. 해석결과 터빈 내에서 발생하는 유체역학적 손실은 노즐 형상에 크게 영향을 받으며, 부분 흡입 손실 또한 노즐 형상에 크게 영향을 받는 것을 알 수 있었다. 특히, 굽은 사각 노즐이 가장 좋은 성능을 나타내었다.
A supersonic nozzle specially is one of the important part in a supersonic turbine usually adapted the impulse type, because the flow acceleration in the turbine theoretically is done only in the nozzle. The present study deals with numerical flow analysis to investigate the effect of nozzle shapes ...
A supersonic nozzle specially is one of the important part in a supersonic turbine usually adapted the impulse type, because the flow acceleration in the turbine theoretically is done only in the nozzle. The present study deals with numerical flow analysis to investigate the effect of nozzle shapes on the performance characteristics of a partial admission supersonic turbine. The flow analysis was performed for four different nozzle shapes. The shapes of the nozzles are circular, square, straight rectangular and bent rectangular nozzles. The results of the flow analysis showed that the aerodynamic loss of turbine is highly affected by the nozzle shapes, and the partial admission loss is also highly depended on nozzle shapes. Specially, bent rectangular nozzle had the best performance among the nozzle shapes
A supersonic nozzle specially is one of the important part in a supersonic turbine usually adapted the impulse type, because the flow acceleration in the turbine theoretically is done only in the nozzle. The present study deals with numerical flow analysis to investigate the effect of nozzle shapes on the performance characteristics of a partial admission supersonic turbine. The flow analysis was performed for four different nozzle shapes. The shapes of the nozzles are circular, square, straight rectangular and bent rectangular nozzles. The results of the flow analysis showed that the aerodynamic loss of turbine is highly affected by the nozzle shapes, and the partial admission loss is also highly depended on nozzle shapes. Specially, bent rectangular nozzle had the best performance among the nozzle shapes
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문제 정의
따라서 본 연구에서는 기존 연구[6]를 바탕으로 터빈을 구성하는 주요 부품인 노즐이 터빈의 성능에 어떠한 영향을 미치는 지에 대해 Fig. 1(a)~(d)에서 보이는 바와 같이 일반적으로 널리 사용되는 원형(Circular) 노즐과 본 연구를 위해 설계한 정사각(Square) 노즐, 직선 사각(Straight rectangular) 노즐, 굽은 사각(Bent rectangular) 노즐에 대해 전산해석을 실시하였다.
4에서 볼 수 있듯이 노즐 출구의 유동 영역과 익렬 유로 입구 단면 영역이 서로 맞지 않으므로 이에 의한 손실이 크다는 단점이 있다[11]. 따라서 본 연구에서는 노즐 출구의 유동 영역과 익렬 유로 입구 단면 영역의 불일치로 인한 손실이 줄어들 수 있도록 세 종류의 사각형 노즐을 설계하여 노즐 형상에 따른 터빈 내에서 발생하는 손실을 분석하였다.
본 논문에서는 부분 흡입형 초음속 터빈를 구성하는 주요 부분인, 노즐에 따른 터빈의 성능 특성을 분석하기 위하여 전산해석을 실시하였다.
가설 설정
실제 터빈의 형상은 회전축에 대하여 축대칭이 아니며 내부에는 비정상성 강한 유동이 존재하므로 이에 대한 해석을 수행하기 위해서는 많은 계산 자원과 시간이 소요된다. 이러한 어려움을 극복하기 위해 본 계산에서는 Fig. 2와 같이 1개의 노즐에 해당하는 영역에 대해 주기조건을 적용한 계산영역을 구성하고 터빈의 유동을 정상상태로 가정한 후, 회전부와 정지부의 경계면에서는 프로즌 로터(Frozen rotor) 기법을 적용하여 계산을 수행하였다.
제안 방법
78 MPa, 전온도 900 K로 설정하였다. 그리고 출구 경계 조건은 Pressure outlet 조건을 사용하였다. 유동 출구의 위치는 익렬 출구로부터 축방향으로 익렬 코드의 3배만큼 떨어진 곳에 위치하도록 하였으며, 출구값을 정압력 0.
그리고 출구 경계 조건은 Pressure outlet 조건을 사용하였다. 유동 출구의 위치는 익렬 출구로부터 축방향으로 익렬 코드의 3배만큼 떨어진 곳에 위치하도록 하였으며, 출구값을 정압력 0.4 MPa로 설정하였다. 모든 벽면은 단열 및 점성 벽면으로 설정하였다.
Figure 1(b)은 세 종류의 사각형 노즐 중의 하나인 정사각형 노즐이다. 이 노즐은 노즐 입구와 목, 확산부가 끝나는 곳의 단면을 정사각형으로 만들어 설계하였다. Fig.
데이터처리
계산은 앞서 선행된 여러 연구를 통해 초음속 터빈 관련 성능예측 결과에 대한 신뢰성을 확보한, 상용 유동해석 소프트웨어인 FINETM/Turbo를 이용하여 수행하였다[7][8]. 본 연구에서 적용된 지배방정식은 3차원 Navier-Stokes 방정식이며, 전산 해석에 적용된 수치적 기법으로는 시간에 대해서는 4차 Explicit Runge-Kutta 적분법을, 공간에 대해서는 2차 Upwind 차분법인 Symmetric TVD 기법을 사용하였다.
이론/모형
/Turbo를 이용하여 수행하였다[7][8]. 본 연구에서 적용된 지배방정식은 3차원 Navier-Stokes 방정식이며, 전산 해석에 적용된 수치적 기법으로는 시간에 대해서는 4차 Explicit Runge-Kutta 적분법을, 공간에 대해서는 2차 Upwind 차분법인 Symmetric TVD 기법을 사용하였다. 입구 경계조건은 Pressure inlet 조건을 사용하였다.
성능/효과
이렇게 휘어진 유동으로 인해, 노즐 출구 제트 경계층(Jet boundary)이 2번과 3번 익렬 사이의 2번 유로로 흐름에 따라 2번 익렬에서 이격 충격파가 발생하지 않는 것을 알 수 있으며, 유동 박리가 원형 노즐에 비해 약간 크게 나타난다. 그리고 6번 유로의 경우, 정사각형 노즐이 원형 노즐에 비해 현저하게 유동 박리 영역이 줄어들었으며, 전체적으로 나머지 유로에서 유동 박리 영역이 줄어들었다. Fig.
네 종류의 노즐 형상에 따른 유동해석 결과들을 서로 비교하였을 때, 전반적인 유동 특성은 원형 노즐의 유동 특성과 비슷하나, 유로 내에서 발생하는 유동 박리의 영역이 원형 노즐에 비해 좀 더 작다.
또한, 계산 결과를 통해 굽은 사각형 노즐의 파워가 다른 노즐의 파워보다 1%~4% 높으며 굽은 사각형 노즐을 사용하는 것이 터빈 성능을 향상시키는 데 효과적이라 말할 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
초음속 터빈에서 초음속 노즐이 중요한 부분의 하나인 이유는 무엇인가?
일반적으로 충동형을 채용하는 초음속 터빈의 경우, 이론적으로 노즐에서 모든 유동의 가속이 이루어지므로, 초음속 노즐은 특히 초음속 터빈의에서 중요한 부분 중의 하나이다. 본 논문에서는 부분 흡입형 초음속 터빈의 노즐 형상에 따른 성능 특성을 분석하기 위하여 유동 해석을 실시하였다.
초음속 터빈에서 부분 흡입형 방식을 채택하는 이유는 무엇인가?
따라서 이러한 경우, 초음속 터빈은 전체 흡입형(Full admission type) 방식 대신 부분 흡입형 방식(Partial admission type)을 채택하게 된다. 이렇게 부분 흡입형 방식을 선택하는 이유는 매우 적은 작동 유체 조건에서 전체 흡입형 방식을 채택하면 노즐 및 로터 익렬 높이가 매우 낮아지므로 로터 익렬 팁 손실이 크게 증가하고 터빈 효율 및 파워가 급격하게 감속하기 때문이다. 따라서 부분 흡입형 방식을 채택함으로써 노즐 및 로터 익렬의 높이를 높게 설계할 수 있다.
충동형 터빈과 같은 초음속 터빈에서 작동하는 터빈은 어떤 흡입방식을 채택하는가?
또한, 무게 때문에 유량을 제한하는 경우가 보통이다. 따라서 이러한 경우, 초음속 터빈은 전체 흡입형(Full admission type) 방식 대신 부분 흡입형 방식(Partial admission type)을 채택하게 된다. 이렇게 부분 흡입형 방식을 선택하는 이유는 매우 적은 작동 유체 조건에서 전체 흡입형 방식을 채택하면 노즐 및 로터 익렬 높이가 매우 낮아지므로 로터 익렬 팁 손실이 크게 증가하고 터빈 효율 및 파워가 급격하게 감속하기 때문이다.
참고문헌 (11)
Colclough C. D., "Design of Turbine Blades Suitable For Supersonic Relative Inlet Velocities And The Investigation of Their Performance In Cascade : Part 1 ？ Theory and Design," Journal Mechanical Engineering Science, Vol. 8, 1966, pp.110-123
Colclough C. D., "Design of Turbine Blades Suitable For Supersonic Relative Inlet Velocities And The Investigation of Their Performance In Cascade : Part 2 ？ Experiment, Results and Discussions," Journal Mechanical Engineering Science, Vol. 8, 1966, pp.185-197
Shin B. G., Jeong S. I., Kim K. S. and Lee E. S., "A Study on the Performance of Supersonic Cascades with The Nozzle Inlet Boundary," Asian Joint Conference on Propulsion and Power of The Korean Society of Propulsion Engineers, Seoul, 2004., pp.720-728
박편구, 정은환, 김진한, "노즐-로터 간극이 초음속 터빈의 성능에 미치는 영향에 대한 수치해석 연구," 한국추진공학회 2006년도 춘계학술대회, 2006, pp.331-336
박편구, 정은환, 김진한, 이수용, "로터 팁 간극이 초음속 터빈 성능에 미치는 영향에 대한 전산해석 연구," 한국추진공학회 2006년도 추계학술대회, 2006, pp.382-386
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