[논문]다단 축류터빈 공력설계 및 공력성능 향상기법

강영석; 이동호; 차봉준; 양수석

doi:10.5293/kfma.2014.17.5.078

다단 축류터빈 공력설계 및 공력성능 향상기법
Design Strategies for Multi-Stage Axial Turbines 원문보기

한국유체기계학회 논문집 = The KSFM journal of fluid machinery, v.17 no.5, 2014년, pp.78 - 82

강영석 (한국항공우주연구원 엔진요소기술팀) , 이동호 (한국항공우주연구원 엔진요소기술팀) , 차봉준 (한국항공우주연구원 엔진요소기술팀) , 양수석 (한국항공우주연구원 항공엔진실)

Abstract ▼ AI-Helper

This paper describes a brief aerodynamic design procedure of multi-stage axial turbine. The design procedure was established including one dimensional scratch design, through flow analysis with empirical correlations, two dimensional airfoil design and three dimensional airfoil stacking. Detailed aerodynamic performance assessment was done with full three dimensional CFD method at the design and off design conditions to construct turbine performance map. With the present method, aerodynamic design procedure of 1st and 2nd stages of high pressure turbine for 10,000lbf class turbofan engine was introduced.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 고온, 고압에서 작동되는 항공용 가스터빈 엔진에 적용되는 다단 축류 터빈에 대한 설계 방법을 간단히 소개하였다. 본 논문에서는 설계의 기본절차에 대해서만 설명하였으며 자세한 터빈의 설계 및 설계변수 조정방법, 성능 평가방법은 참고문헌을 참조하도록 한다.
하지만 아직까지 국내에서 고압부의 축류터빈의 공력 및 냉각설계가 체계적으로 진행된 연구사례가 전무하다. 이에 본 논문에서는 다단축류터빈의 설계 절차를 설명하고 이를 바탕으로 10,000 lbf 급 가스터빈 엔진에 적용이 가능한 2단 축류 터빈의 설계 결과를 소개하도록 한다.
9 이상으로 2차원 형상에 가깝기 때문에 적층 방법에 따른 성능의 변화가 큰 차이를 보이지 않음을 확인하였다. 이에 본 연구에서는 보수적인 방법으로 무게중심을 따라 적층하는 방법에 대해서 설계안을 제시하도록 한다.

제안 방법

터빈의 공력설계는 Concept NREC에서 개발한 Axial 및 AxCent를 활용하였다. Axial은 기본적인 3개의 Blade to Blade 평면(S1평면)에 대해 유동각 정의 및 유동장 해석을 수행하여 각 단면별로 유동결과를 도출하며, 해당 설계결과를 바탕으로 Meridional 평면(S2평면)에 대한 해석을 수행하여 반경방향 유동결과를 도출한다. S1 및 S2 평면에 대해 반복적인 준 3차원 설계 및 해석을 통해 날개각 및 자오면 형상을 도출하게 된다.
또한 스팬의 길이가 길어지기 때문에 날개의 회전 속도가 빠른 팁 부근으로 갈수록 입구 유동각이 축방향으로 향하는 것을 알수 있다. 그리고 익단간극에 의한 영향을 줄이기 위하여 동익의 경우 유로 발산각(Flare Angle)을 0이 되도록 하였다.
2는 터빈의 공력 설계 절차이다. 먼저 주요 설계요구 사양으로부터 도출한 설계변수로부터 1차원 사이징을 완료한 다음, 주요 단면에서의 속도 삼각형을 구성한 후, 각종 손실 모델을 적용한 관통유동해석을 통해서 1차원 설계 조정작업을 거친다. 이후 1차원 설계를 통해 각 단면별로 도출된 유동조건에 부합하는 익형을 설계한 후 각 단면별로 2차원 유동해석 등을 통해 각 단면별 익형의 설계를 검증한다.
본 논문에서는 고온, 고압에서 작동되는 항공용 가스터빈 엔진에 적용되는 다단 축류 터빈에 대한 설계 방법을 간단히 소개하였다. 본 논문에서는 설계의 기본절차에 대해서만 설명하였으며 자세한 터빈의 설계 및 설계변수 조정방법, 성능 평가방법은 참고문헌을 참조하도록 한다.⁽⁶⁾
본 연구에서는 Axial에서 형상 정보를 그대로 넘겨받을 수 있는 AxCent를 이용하여 익형을 설계하였다. 본 연구에서는 1차원 설계결과를 바탕으로 Fig. 3과 같은 Pritchard 익형 형상 템플릿을 이용하여 2차원 익형을 생성하였다.
대부분의 엔진 제작사 및 터보기계 제작사 등은 자체 익형 설계 프로그램을 보유하고 있으나, 최근에는 상용 익형 설계프로그램도 다수 출시되어 있으며, ANSYS 사의 Bladegen 및 Concept NREC 사의 AxCent 등이 널리 사용되고 있다. 본 연구에서는 Axial에서 형상 정보를 그대로 넘겨받을 수 있는 AxCent를 이용하여 익형을 설계하였다. 본 연구에서는 1차원 설계결과를 바탕으로 Fig.
본 연구에서는 유량계수, 터빈단수, 설계기준 반지름를 기준으로 터빈단의 설계를 진행하였다. 설계기준 반지름은 개념엔진 설계 시 결정되는 사항이며, 터빈 단수는 사이클 해석 시 정의된 단수를 따르도록 한다.
현재 2단 터빈에 대해서는 다양한 형상을 도출 중에 있으며, 여기서는 그 한 가지 설계 후보안을 소개하도록 한다. 설계를 위한 자오면 형상 정의 방법이 여러 가지가 있으나 여기서는 허브 반경이 동일한 설계 방법을 적용하도록 하였다. Fig.
수치해석 시에는 냉각 유량을 고려하지 않은 상태로 수행하기 때문에 유량 보정을 위해 Flow Cut을 수행하였으며, 터빈 1단 질량유량인 20.2 kg/s인 무냉각 상태에서 유동장이 형성되도록 하였다. 2단으로 구성된 고압터빈 전체단의 설계 요구사양 및 CFD 해석 결과를 Table 1에 정리하였다.
1은 다단 축류형 압축기와 터빈의 내부 압력, 속도, 마하수 분포를 개략적으로 표시한 것이다. 압축기의 경우 단별 내부 속도 및 유동각의 분포를 비슷하게 설계하는 반복단 설계 방식을 채용하여, 설계 시 공력성능 및 안정성이 검증된 단을 기준으로 이를 반복적으로 붙여 압축기의 공력성능 및 안정성을 극대화 하는 방법으로 설계한다. 이에 각 단의 속도 삼각형은 매우 유사한 형상을 가지며, 각 단의 입/출구에서의 유동각 및 속도가 비슷한 분포를 보이는 것에 반해, 출구로 갈수록 상대 마하수는 낮아지는 경향을 가진다.
많은 가스터빈 엔진 혹은 터빈의 Uprate 제품군에서 터빈 단을 재설계 하는 대신에 부분단의 재설계 혹은 부분단의 추가나 감소 등으로 터빈단의 공력성능을 증가시키는 방법이 대부분이다. 여기서도 두 번째 방법을 이용하여 기 설계된 1단 터빈에 대해 추가 단을 설계하는 방법에 대해 논하도록 한다.
S1 및 S2 평면에 대해 반복적인 준 3차원 설계 및 해석을 통해 날개각 및 자오면 형상을 도출하게 된다. 이러한 설계과정에는 CFD 해석이 포함되지 않으므로 실험결과에 기반한 경험식이 포함되게 되는데, 본 터빈의 설계에는 10여개의 손실식이 포함된 AMDC+ KO+MK+BSM 모델을 활용하였다.^(1)∼(3)
이상과 같은 설계 방법을 통해 항우연에서 개발 중인 2단 터빈의 설계를 진행하였다. 현재 2단 터빈에 대해서는 다양한 형상을 도출 중에 있으며, 여기서는 그 한 가지 설계 후보안을 소개하도록 한다.
85 정도로 일반적인 터빈 설계 방법을 잘 따르고 있으나, 2단 노즐의 경우 마하수가 이보다 낮은 값이며 2단 로터의 경우 이보다 높은 값을 가진다. 이에 2단 노즐 및 2단 로터의 유로면적 및 날개 수 조정을 통해 최종적으로 Fig. 7과 같이 출구 평균 마하수가 0.85 수준으로 유지되도록 설계를 조정하였다.
반면, 유로 면적이 급격히 발산하게 되어 하류에서는 유로 발산각에 의한 축방향 익단간극 등도 문제가 될 수 있다. 이에 설계 시 몇 가지 제한조건을 설정하고 해당 제한조건 내에서 최적의 유량계 수를 찾도록 하였으며, 본 연구에서는 노즐 출구각을 75 deg 에 맞출 수 있도록 1단 터빈의 유량계수 0.35로 조정하였다.
먼저 주요 설계요구 사양으로부터 도출한 설계변수로부터 1차원 사이징을 완료한 다음, 주요 단면에서의 속도 삼각형을 구성한 후, 각종 손실 모델을 적용한 관통유동해석을 통해서 1차원 설계 조정작업을 거친다. 이후 1차원 설계를 통해 각 단면별로 도출된 유동조건에 부합하는 익형을 설계한 후 각 단면별로 2차원 유동해석 등을 통해 각 단면별 익형의 설계를 검증한다. 단면 별로 익형을 적층하여 이로부터 3차원 날개를 도출한다.
일반적으로 축방향 간극의 길이는 상류 날개의 25∼50%의 축방향 길이만큼 설정하며, 본 연구에서도 보수적으로 1단 고압터빈의 경우 1단 노즐의 축방향 길이의 40%를 축방향 간극으로 설정하였다.
자오면 유로형상은 기본적으로 유량계수 0.35로 설정하여 Axial에서 사이징 설계 시 도출된 자오면 유로형상을 바탕으로 수정하였다. 자오면 형상은 크게 아래의 세 가지 항목에 대하여 조정하였다.

이론/모형

특히 최근에는 Modified Pritchard Shape 등 Prtichard 익형의 기본 설계 방법 이외에 파생된 설계 방법 등도 다양하게 소개되어 아직까지도 폭넓게 사용되고 있는 터빈 익형이다. 본 연구에서 대부분의 설계 변수는 Kracker and Okapuu에 의해 정리된 설계 DB를 기본으로 결정하였다.⁽¹⁾
본 연구에서는 강영석⁽⁴⁾⁽⁵⁾ 등의 연구결과를 바탕으로 곡선 쉬라우드 형상을 노즐에 적용하였다.
터빈의 공력설계는 Concept NREC에서 개발한 Axial 및 AxCent를 활용하였다. Axial은 기본적인 3개의 Blade to Blade 평면(S1평면)에 대해 유동각 정의 및 유동장 해석을 수행하여 각 단면별로 유동결과를 도출하며, 해당 설계결과를 바탕으로 Meridional 평면(S2평면)에 대한 해석을 수행하여 반경방향 유동결과를 도출한다.

성능/효과

2단으로 구성된 고압터빈 전체단의 설계 요구사양 및 CFD 해석 결과를 Table 1에 정리하였다. CFD 해석 결과 모두 설계안의 부분적인 조정을 통해 설계목표를 달성할 수 있음을 확인하였다.
노즐과 로터의 적층방법을 보았을 때에 로터의 경우 구조적 안정성을 고려하여 무게중심을 따라 적층하는 방법을 사용하여 회전 시 원심력이 분산되지 않도록 하는 것이 일반적인 반면, 노즐의 경우 회전하지 않으므로 좀 더 다양한 적층 방법을 고려할 수 있다. 본 연구에서는 다양한 적층 방법을 적용하였으나, 날개의 허브-팁 비가 0.9 이상으로 2차원 형상에 가깝기 때문에 적층 방법에 따른 성능의 변화가 큰 차이를 보이지 않음을 확인하였다. 이에 본 연구에서는 보수적인 방법으로 무게중심을 따라 적층하는 방법에 대해서 설계안을 제시하도록 한다.
본 연구에서는 이륙 시 최대 익단간극을 가지는 경우에 대하여 익단간극의 크기를 정의하였으며, 설계 익단간극의 크기는 스팬 길이의 약 2% 정도로 스팬 대비 비율로는 높은 편이나, 익단간극의 절대크기는 약 0.3mm으로 매우 작은 값을 가진다.
이에 본 연구에서는 유량계수를 정의하여 터빈의 사이징을 조절하게 되는데, 터빈 설계에 사용되는 유량계수는 0.3∼1.2 사이로 압축기 설계 시 보다 넓은 영역에 걸쳐 설계가 가능하다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	압축기 설계 방법은?	1은 다단 축류형 압축기와 터빈의 내부 압력, 속도, 마하수 분포를 개략적으로 표시한 것이다. 압축기의 경우 단별 내부 속도 및 유동각의 분포를 비슷하게 설계하는 반복단 설계 방식을 채용하여, 설계 시 공력성능 및 안정성이 검증된 단을 기준으로 이를 반복적으로 붙여 압축기의 공력성능 및 안정성을 극대화 하는 방법으로 설계한다. 이에 각 단의 속도 삼각형은 매우 유사한 형상을 가지며, 각 단의 입/출구에서의 유동각 및 속도가 비슷한 분포를 보이는 것에 반해, 출구로 갈수록 상대 마하수는 낮아지는 경향을 가진다.
	가스터빈 엔진의 터빈단의 유동장 내부의 압력장의 특징은?	가스터빈 엔진의 터빈단의 유동장 내부의 압력장은 순압력 구배로 형성이 되어있어, 압축기에 비해 공력설계 시 유동의 불안정성 등의 고려사항은 적은 편이나, 터빈의 공력설계 방법은 압축기의 공력설계 방법과 매우 상이하다. Fig.
	터빈은 어떻게 설계되는가?	반면에 터빈은 노즐단에서 마하수를 극대화하여 가속을 시킨 다음, 이로부터 터빈단의 일추출을 극대화 시킨다. 이에 각 단에서의 마하수는 1.0 전후로 손실을 최소화하면서 유체를 가속시키도록 설계가 되지만, 하류로 갈수록 유체의 온도가 저하되어 속도는 점점 줄어들게 되고, 반면에 질량유량을 보존하기 위하여 내부유로가 급격하게 팽창하게 되도록 설계된다. 특히 항공기용 고압터빈의 경우 다단의 고압압축기(High Pressure Compressor)가 1단의 고압 터빈(High Pressure Turbine) 등으로 구동될 정도로 매우 높은 공력하중을 받도록 설계가 된다.

참고문헌 (6)

Kracker S. C., Okapuu U, 1982, A mean line prediction method for axial turbine efficiency," Trans. ASME Journal of Engineering for Power, Vol. 104, pp. 111-119.

상세보기
Moustapha S. H., Kracker S. C., Tremblay B., 1990, "An improved incidence losses prediction method for turbine airfoils," Trans. ASME Journal of Turbomachinery, Vol. 112, pp. 267-276.

상세보기
Tremblay B., Sjolander S. A., Moustapha S. H., 1990, "Off-design performance of a linear cascade of turbine blades," ASME Paper No. 90-GT-314.
강영석, 차봉준, 이동호, 2012, "중소형 항공기용 터보팬 엔 진의 고압터빈 공력설계," 2012 유체기계 연구개발 발표회논문집.
강영석, 이동호, 차봉준, 2013, "노즐 슈라우드 벽면 형상이 터빈 내부 유동장에 미치는 영향," 대한기계학회 유체공학부문 2013년도 춘계학술대회.
한국항공우주연구원, 2013, 중소형 항공기용 터보팬 엔진의 고압터빈 냉각 설계기술 개발 및 시험평가 기술 구축. 2차년도 보고서.

저자의 다른 논문 :

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표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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