본 연구에서는 항공기 추진용 가스터빈 엔진의 고증속 터빈 제1단 정익 익렬을 새로이 구축하고, 이 정익의 기본 유동 특성에 대하여 연구하였다. 그 결과 본 연구에서 도입된 정익의 압력면에는 강한 순압력구배가 존재하는 반면, 흡입면에는 앞전에서 미드코드 근처까지 압력면보다 훨씬 더 심한 순압력구배가 존재하고 그 이후 역압력구배가 존재하였다. 두 종류의 유막법을 적용한 유동의 가시화 실험을 통하여, 정익 앞전 상류 영역에 4와류모델 말발굽와류 시스템이 존재함을 확인하였고, 입구 경계층 유동의 박리선과 재부착 유동의 박리선을 정확히 파악하였다. 이와 함께 이 고증속 정익 익렬 하류에서의 2차유동, 압력손실, 선회각, 등에 대한 데이터를 확보하였다.
본 연구에서는 항공기 추진용 가스터빈 엔진의 고증속 터빈 제1단 정익 익렬을 새로이 구축하고, 이 정익의 기본 유동 특성에 대하여 연구하였다. 그 결과 본 연구에서 도입된 정익의 압력면에는 강한 순압력구배가 존재하는 반면, 흡입면에는 앞전에서 미드코드 근처까지 압력면보다 훨씬 더 심한 순압력구배가 존재하고 그 이후 역압력구배가 존재하였다. 두 종류의 유막법을 적용한 유동의 가시화 실험을 통하여, 정익 앞전 상류 영역에 4와류모델 말발굽와류 시스템이 존재함을 확인하였고, 입구 경계층 유동의 박리선과 재부착 유동의 박리선을 정확히 파악하였다. 이와 함께 이 고증속 정익 익렬 하류에서의 2차유동, 압력손실, 선회각, 등에 대한 데이터를 확보하였다.
Three-dimensional flow characteristics within a high-acceleration first-stage turbine vane passage has been investigated in a newly-built vane cascade for propulsion. The result shows that there is a strong favorable pressure gradient on the vane pressure surface. On its suction surface, however, th...
Three-dimensional flow characteristics within a high-acceleration first-stage turbine vane passage has been investigated in a newly-built vane cascade for propulsion. The result shows that there is a strong favorable pressure gradient on the vane pressure surface. On its suction surface, however, there exists not only a much stronger favorable pressure gradient than that on the pressure surface upstream of the mid-chord but also a subsequent adverse pressure gradient downstream of it. By employing two different oil-film methods with upstream coating and full-coverage coating, a four-vortex model horseshoe vortex system can be identified ahead of each leading edge in the cascade, and the separation line of inlet boundary layer flow as well as the separation line of re-attached flow is provided as well. In addition, basic flow data such as secondary flow, aerodynamic loss, and flow turning angle downstream of the cascade are obtained.
Three-dimensional flow characteristics within a high-acceleration first-stage turbine vane passage has been investigated in a newly-built vane cascade for propulsion. The result shows that there is a strong favorable pressure gradient on the vane pressure surface. On its suction surface, however, there exists not only a much stronger favorable pressure gradient than that on the pressure surface upstream of the mid-chord but also a subsequent adverse pressure gradient downstream of it. By employing two different oil-film methods with upstream coating and full-coverage coating, a four-vortex model horseshoe vortex system can be identified ahead of each leading edge in the cascade, and the separation line of inlet boundary layer flow as well as the separation line of re-attached flow is provided as well. In addition, basic flow data such as secondary flow, aerodynamic loss, and flow turning angle downstream of the cascade are obtained.
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문제 정의
본 연구에서는 추진용 터빈 정익(vane) 통로에서의 유동 특성에 대하여 연구하고자 한다.
본 연구에서는 항공기 추진용 가스터빈의 고증속 (high acceleration) 터빈 제1단 정익 익렬(cascade)을 새로이 구축하고 이 정익 표면에서의 정압 분포 익렬 통로 내부에서의 3차원 유동구조 익렬에 의한 압력손실 및 유동선회(flow turning) 특성 등에 대하여 연구하고자 한다. 본 연구에서는 기존의 정익 연구들과는 달리 끝벽 근처에서의 3차원 와류구조을 파악하기 위해 두 종류의 유적법(oil film method)을 추가로 적용하였다.
두 종류의 유동 가시화 실험으로부터 정익 통로 내부의 3차원 유동 구조를 자세히 이해할 수 있었고 끝벽에서 박리선들의 궤적과 끝벽 경계층 유동의 상승 범위를 자세히 파악할 수 있었다. 이와 같은 결과는 끝벽면 근처에서의 상승 및 하강 유동 영역의 범위를 제시해 줄 뿐만 아니라 끝벽 경계층 유동이 영향을 주는 흡입면상범위에 대한 정보도 제공해 준다.
본 연구에서는 추진용 가스터빈의 고증속(high acceleration) 터빈 제 1단 정익 익렬을 새로이 구축하고 이 정익의 기본 유동 특성에 대하여 연구하였다 그 결과 다음과 같은 결론을 얻을 수 있었다.
제안 방법
본 연구에서는 항공기 추진용 가스터빈의 고증속 (high acceleration) 터빈 제1단 정익 익렬(cascade)을 새로이 구축하고 이 정익 표면에서의 정압 분포 익렬 통로 내부에서의 3차원 유동구조 익렬에 의한 압력손실 및 유동선회(flow turning) 특성 등에 대하여 연구하고자 한다. 본 연구에서는 기존의 정익 연구들과는 달리 끝벽 근처에서의 3차원 와류구조을 파악하기 위해 두 종류의 유적법(oil film method)을 추가로 적용하였다.
본 연구에서는 Fig. 2와 같은 xyz- 좌표계를 도입하였고, 익렬 하류 측정 위치에서 y-축과 평행한 새로운 ym-좌표를 추가로 정의하였다.
익렬의 6개의 익형은 상하 끝벽에 볼트로 고정된다. 본 연구에서는 정익 표면에서의 압력 측정을 위하여 정압측정용 정익을 따로 제작하였다. (Fig.
1에서 정익 #1과 #6 하류에는 각도 조절이 가능한 테일보드를 설치하여 각 익렬 통로 간의 주기성을 확보하였다. 본 연구에서는 중간부에 위치하는 세 유동 통로에 대하여, 익렬 하류 미드스팬 전압력의 피치방향 변화를 0.2% 이내로 유지하였다. 본 연구에서는 Fig.
본 실험에서는 프로우브고정법(non-nulling method)을 적용하여 5공프로우브를 보정하였다.(10) 5공프로우브의 보정을 위하여 각도 분해능이 0.2도인 2축 반자동 회전장치를 사용하였고, 보정실험은 피치각과 요각이 각각 -40도에서 40도 사이에서 5도 간격으로 이루어졌다. 5공프로우브의 5개의 압력을 순차적으로 측정하기 위하여 압력스캐너(Furness Controls, FC091-MKII)를 사용하였고, 이 압력스캐너도 RS-232 통신라인을 이용하여 제어하였다.
정익 주위에서 발생하는 복잡한 3차원 유동 구조를 이해하기 위하여, 끝벽면에서 유적법(oil-film method)을 적용한 유동의 가시화 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 등유와 흑연분말의 혼합물을 유적으로 사용하였고 두 종류의 가시화 기법을 도입하였다.
정익 주위에서 발생하는 복잡한 3차원 유동 구조를 이해하기 위하여, 끝벽면에서 유적법(oil-film method)을 적용한 유동의 가시화 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 등유와 흑연분말의 혼합물을 유적으로 사용하였고 두 종류의 가시화 기법을 도입하였다. 첫 번째 방법은 Fig.
(4) 5공프로우브를 이용한 3차원 유동장 측정을 통하여 고증속 정익 익렬 하류에서의 2차유동 압력손실 분포 선회각에 대한 데이터를 축적하였다. 이와 같은 데이터를 바탕으로, 향후 정익과 끝벽에서 열전달 특성 연구, 막냉각 성능향상 연구 등을 수행하고자 한다.
대상 데이터
익렬 하류에서의 3차원유동 및 압력손실을 측정하기 위해 Fig. 2와 같이 지지대가 직선 형태인 2단원추형 5공프로우브를 사용하였다. 이 5공프로우브는 미국 United Sensors로부터 주문/제작되었다.
시험 설비는 크게 토출형 풍동, 입구덕트, 터빈 정익 익렬, 출구덕트 등으로 구성된다.
압력 트랜스듀서(MKS, Type 120AD-00010-R-EB)에 의해 변환된 압력 신호는 전압계와 RS-232 통신라인을 거쳐 PC로 전달된다. 본 연구에서 사용한 자동이송장치는 직선운동 이송축, 스테핑모터, 스테모터 드라이버 등으로 구성되어 있다. 이 이송장치는 다기능입출력보드로부터 공급되는 펄스 입력을 통해서 제어된다.
2도인 2축 반자동 회전장치를 사용하였고, 보정실험은 피치각과 요각이 각각 -40도에서 40도 사이에서 5도 간격으로 이루어졌다. 5공프로우브의 5개의 압력을 순차적으로 측정하기 위하여 압력스캐너(Furness Controls, FC091-MKII)를 사용하였고, 이 압력스캐너도 RS-232 통신라인을 이용하여 제어하였다.
이론/모형
2). 본 실험에서는 프로우브고정법(non-nulling method)을 적용하여 5공프로우브를 보정하였다.(10) 5공프로우브의 보정을 위하여 각도 분해능이 0.
성능/효과
Fig. 6(a) 우측의 대칭면 단면 유동을 보면, 박리점 S1, S2와 함께 부착점(attachment point) A1, A2가 존재하며 총 4개의 와류가 존재함을 알 수 있다. Eckerle과 Langston(13)이 제안한 단순와류모델(Fig.
두 종류의 유동 가시화 실험으로부터 정익 통로 내부의 3차원 유동 구조를 자세히 이해할 수 있었고 끝벽에서 박리선들의 궤적과 끝벽 경계층 유동의 상승 범위를 자세히 파악할 수 있었다. 이와 같은 결과는 끝벽면 근처에서의 상승 및 하강 유동 영역의 범위를 제시해 줄 뿐만 아니라 끝벽 경계층 유동이 영향을 주는 흡입면상범위에 대한 정보도 제공해 준다.
(1) 본 연구의 정익 앞전 근처에는 4와류모델 말발굽와류 시스템이 존재함을 확인하였고 두 종류의 유막법을 적용한 유동의 가시화 실험을 통하여 입구 경계층 유동의 박리선과 재부착 유동의 박리선을 정확히 파악할 수 있었다.
(2) 유동의 가시화 연구를 통하여 박리되지 않은 입구 끝벽 경계층 유동과 박리선 하류 끝벽 유동이 영향을 주는 흡입면상 유동 범위에 대한 유용한 정보를 얻을 수 있었다.
(3) 익렬 하류 미드스팬에서는 대략 0.3° 정도의 저선회가 발생하였고 미드스팬으로부터 멀어질수록 이 저선회는 2.2°까지 증가하였다 이와는 달리 끝벽 근처에서는 최대 4.7°의 과선회가 존재하였다.
후속연구
(4) 5공프로우브를 이용한 3차원 유동장 측정을 통하여 고증속 정익 익렬 하류에서의 2차유동 압력손실 분포 선회각에 대한 데이터를 축적하였다. 이와 같은 데이터를 바탕으로, 향후 정익과 끝벽에서 열전달 특성 연구, 막냉각 성능향상 연구 등을 수행하고자 한다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
유적법(oil-film method)을 적용한 유동의 가시화 기법의 종류는 무엇이 있는가?
본 연구에서는 등유와 흑연분말의 혼합물을 유적으로 사용하였고 두 종류의 가시화 기법을 도입하였다. 첫 번째 방법은 Fig. 7과 같이 익렬의 상류 끝벽에만 등유/흑연분말 혼합물을 도포하는 방법인데 이 경우에도 유적의 자연스러운 이동을 위해 모든 끝벽 영역에 등유가 도포되었다. 두 번째 방법은 끝벽 영역 전체에 걸쳐 등유/흑연분말 혼합물을 도포하는 방법이며, 그 결과는 Fig. 8과 같다.
가스터빈이란 무엇인가?
가스터빈은 압축기 연소기 터빈 등으로 구성된 고성능 엔진으로 항공기의 추진과 복합화력발전소의 주기기 등으로 널리 사용되고 있다. 본 연구에서는 추진용 터빈 정익(vane) 통로에서의 유동 특성에 대하여 연구하고자 한다.
가스터빈은 주로 어디에서 사용되어지는가?
가스터빈은 압축기 연소기 터빈 등으로 구성된 고성능 엔진으로 항공기의 추진과 복합화력발전소의 주기기 등으로 널리 사용되고 있다. 본 연구에서는 추진용 터빈 정익(vane) 통로에서의 유동 특성에 대하여 연구하고자 한다.
참고문헌 (13)
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Lee, S. W. and Choi, M. Y., 2010, "Tip Gap Height Effects on the Aerodynamic Performance of a Cavity Squealer Tip in a Turbine Cascade in Comparison with Plane Tip Results: Part 2 - Aerodynamic Losses," Experiments in Fluids, Vol. 49, pp. 713-723.
Lee, S. W., Cheon, J. H. and Zhang, Q., 2014, "The Effect of Full Coverage Winglets on Tip Leakage Aerodynamics over the Plane Tip in a Turbine Cascade," International Journal of Heat and Fluid Flow, Vol. 45, pp. 23-32.
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Saha, R., Mamaaev, B. I., Fridh, J., Laumert, B. and Fransson, T. H., 2014, "Influence of Prehistory and Leading Edge Contouring on Aero Performance of a Three-Dimensional Nozzle Guide Vane," ASME Journal of Turbomachinery, Vol. 136, 071014.
Lyall, M. E., King, P., Clark, J. P. and Sondergaard, R., 2014, "Endwall Loss Reduction of High Lift Low Pressure Turbine Airfoils using Profile Contouring - Part 1: Airfoil Design," ASME Journal of Turbomachinery, Vol. 136, 081005.
Saha, R., Fridh, J., Fransson, T. H., Mamaev, B. I., Annerfeldt, M. and Utriainen, E., 2014, "Shower Head and Trailing Edge Cooling Influence on Transonic Vane Aero Performance," ASME Journal of Turbomachinery, Vol. 136, 111001.
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