[논문]항공기 가스터빈 엔진의 터빈 날개의 역설계

강영석; 강신형

문제 정의

따라서 이를 제어하기 위해 여러가지 방법이 제안되어 있으나 본 연구에서는 Zhangeneh에 의해 제안된 아이디어로부터 상용화된 TurboDesign이라는 프로그램을 이용하였다. 본 연구에서는 P&W 사의 가스 터빈 엔진인 JT8D의 LPT2단 정익과 동익에 대해 본 프로그램을 이용하여 역설계를 수행하고 이를 3차원 CFD과정을 거쳐 역설계를 통해 얼마나 성능 향상이 있었는지를 살펴보겠다.
이렇게 발생된 손실은 압력면에서 상당히 두껍게 나타나며 이 때문에 출구에서 발생하는 Wake의 두께도 상당히 크게 나타나고 주 유동과의 혼합에 의해 손실도 매우 크게 발생할 것으로 생각된다. 본 연구에서는 이렇게 발생하는 Blade loadng을 바꾸어 줌으로써 경계층 및 Wake 에 의해 발생 및 이에 따른 성능 저하를 개선해보고자 하였다.

제안 방법

Blade loading분포를 바꾸어진 역설계 결과에서 허브 및 슈라우드에서의 2차 유동을 억제해 보고자 허브와 슈라우드에 Stacking angle을 주어보았다. Stacking angle이 설계에 미치는 영향에 대해서는 몇몇 연구 결과들이 발표되어 있다.
수치해석은 우선 기존 형상에 대해 작동점과 작동점 주위로 고유량 및 저유량 상태에 대해 수행하였다. JT8D LPT2단은 정익이 95개, 동익이 88개로 구성되어 있으며 이를 위한 CFD격자는 Fig. 1에 나타나 있으며 입구에서의 경계 조건은 전압, 전온도 유동각도를 주었고 출구에서의 경계 조건은 정압력 혹은 유량을 주었다 본 연구에서 사용된 경계 조건은 모두 이륙시 지상 시험 상태에서의 값들이며 그리고 정익과 동익 간의 경계면은 경계면에서의 물성치를 서로 간에 원주 방향으로 평균한 값을 넘겨주는 혼합면(Mixing Plane)으로 처리를 하였다.
반면에 Wange Positive Stacking보다는 오히려 Negative Stacking의 경우 Midspan에서의 압력이 허브나 슈라우드보다 높아져서 허브나 슈라우드에서의 Passage Vortex가 Midspan에서 혼합되는 것을 억제하기 때문에 성능이 더 좋아진다고 하였다. Positive Stacking과 Negative Stacking의 선택은 주로 날개의 개수 Aspect Ratio등에 근거를 하는데 본 연구에서 사용하는 항공기 터빈 날개는 Aspect Ratio가 매우 크기 때문에 허브와 슈라우드간의 Passage Vortex의 혼합으로 인한 손실이 거의 발생하지 않을 것으로 생각되므로 Positive Stacking만을 고려하여 수치해석을 수행하였다. Fig.
TurboDesign을 이용하여 터빈 정익을 역설계 하여 보았다. 정익 내부에서 발생하는 경계층 및 이로 인해 발생하는 2차 유동에 의한 손실을 줄이기 위해 터빈 정익의 Blade loading을 뒤쪽으로 받도록 하여 역설계를 하였을 때에 기존의 형상보다 약 0.
기존 형상에 대한 유량에 따른 수치해석 결과를 정량적으로 살펴보기 위해서 아래와 같이 등엔트로피 효율 및 일계수를 성능 변수로 설정하고 유량에 따라 이 두 값이 어떻게 변하는지를 Fig. 2에 나타내었다.
위의 식에서 날개의 압력면과 흡입면 사이에서의 압력차이나 엔탈피의 차이는 자오면상에서의 각운동량의 변화율로 나타나는데 Euler Turbine Equation에 따르면 전체 각운동량의 변 화량은 일정해야 하므로 결국 각 지점에서의 압력면과 흡입면간의 압력차이는 어느 지점에서 얼마만큼 각운동량을 올려주는지에 따라 변화하기 된다. 본 연구에서 사용하는 TurboDesign에서 는 허브와 슈라우드에서 각운동량의 변화량을 주어 허브와 슈라우드에서의 압력면과 흡입면에서의 압력값을 조절할 수 있도록 하였다. 이후 각운동량의 변화량이 크고 작음에 따라 압력면과 흡입면에서의 압력차이가 커지므로 이후 각운동량의 변화량을 크게 하는 것을 Blade Loading을 크게 준다고 하도록 하겠다.
TurboDesgin에서 나온 역설계되어 나온 설계 결과를 검증하기위해 3차원 CFD계산을 수행하였으며 이를 위해 상용코드인 TascFlow를 이용하였다. 수치해석은 우선 기존 형상에 대해 작동점과 작동점 주위로 고유량 및 저유량 상태에 대해 수행하였다. JT8D LPT2단은 정익이 95개, 동익이 88개로 구성되어 있으며 이를 위한 CFD격자는 Fig.
본 연구에서 사용하는 TurboDesign에서 는 허브와 슈라우드에서 각운동량의 변화량을 주어 허브와 슈라우드에서의 압력면과 흡입면에서의 압력값을 조절할 수 있도록 하였다. 이후 각운동량의 변화량이 크고 작음에 따라 압력면과 흡입면에서의 압력차이가 커지므로 이후 각운동량의 변화량을 크게 하는 것을 Blade Loading을 크게 준다고 하도록 하겠다.
6에 나타나있다. 전체적으로 incidence를 약간 줄이고 Blade Loading을 약간 뒤쪽으로 치우치도록 하고자 하였다. Rotor와 붙여 계산하여 나온 Rotor 출구에서의 단효율 및 손실계수를 Table 에 정리하였다.

데이터처리

TurboDesgin에서 나온 역설계되어 나온 설계 결과를 검증하기위해 3차원 CFD계산을 수행하였으며 이를 위해 상용코드인 TascFlow를 이용하였다. 수치해석은 우선 기존 형상에 대해 작동점과 작동점 주위로 고유량 및 저유량 상태에 대해 수행하였다.

이론/모형

그러므로 내부에서의 압력 구배를 변화시킴으로써 2차 유동을 제어 하는 방법은 매우 효과적이지만 동시에 매우 어려운 방법으로 알려져 있다. 따라서 이를 제어하기 위해 여러가지 방법이 제안되어 있으나 본 연구에서는 Zhangeneh에 의해 제안된 아이디어로부터 상용화된 TurboDesign이라는 프로그램을 이용하였다. 본 연구에서는 P&W 사의 가스 터빈 엔진인 JT8D의 LPT2단 정익과 동익에 대해 본 프로그램을 이용하여 역설계를 수행하고 이를 3차원 CFD과정을 거쳐 역설계를 통해 얼마나 성능 향상이 있었는지를 살펴보겠다.

성능/효과

정익 출구에서의 접선방향 속도의 분포에서 허브 쪽에서 2차 유동의 발생 상당히 줄었고 유동이 전체적으로 균일해졌기 때문임을 확인할 수 있었다. Stacking angle을 주었을 때에 허브 쪽에서 2차 유동이 약간 억제된 것을 확인할 수 있었으나 오히려 Midsparm부분에서 Loading이 커지기 때문에 Mdsparm에서 손실이 약간 늘어나기 때문에 성능에 있어서는 불리함을 알 수 있었다. 본 연구에서와 같이 Aspect ratio가 매우 커서 허브와 슈라우드에서 발생하는 2차 유동이 주 유동에 크게 영향을 미치지 않을 때에는 오히려 Stacking을 주는 것이 성능 면에서 그리 유리하지 않음을 알 수 있었다.
본 연구에서도 정익의 Blade Loading대부분을 날개 출구 쪽에서 받도록 설계를 해보았으나 이러한 경우 날개 내부에서는 실제로 손실이 감소하지만 출구 쪽에서 압력면과 흡입면간의 압력차이가 너무 크게 나타나기 때문에 출구를 지나서 손실이 커지고, 유동각 또한 많이 변하게 되어 동익 내부에서도 손실이 원래의 정익 형상을 채용했을 때보다 크게 발생하는 것을 알게 되었다. 그리하여 실제로 가장 효율이 높게 날개를 설계하기 위해서는 최대의 loading이 날개 중간에 어딘가에 걸려야 한다는 것을 알게 되었다. 이를 바탕으로 하여 슈라우드 쪽에서는 날개 입구에 대해 40%이후에서 Blade Loading 이 최대값을 가지게 하였고 허브 쪽에서는 60%쯤에서 최대값을 가지도록 하여 역설계를 수행하였고 그 형상이 Fig.
날개 앞쪽에서의 경계층 성장을 억제시키고 날개 내부에서의 2차 유동 자체의 움직임을 최소화시키기 위해서는 압력면과 흡입면의 압력 차이를 속도가 낮은 날개 앞쪽에서 최소화 시키고 속도가 빠른 출구 쪽에서 압력의 차이를 크게 하는 방식을 권장한다고 되어있다. 본 연구에서도 정익의 Blade Loading대부분을 날개 출구 쪽에서 받도록 설계를 해보았으나 이러한 경우 날개 내부에서는 실제로 손실이 감소하지만 출구 쪽에서 압력면과 흡입면간의 압력차이가 너무 크게 나타나기 때문에 출구를 지나서 손실이 커지고, 유동각 또한 많이 변하게 되어 동익 내부에서도 손실이 원래의 정익 형상을 채용했을 때보다 크게 발생하는 것을 알게 되었다. 그리하여 실제로 가장 효율이 높게 날개를 설계하기 위해서는 최대의 loading이 날개 중간에 어딘가에 걸려야 한다는 것을 알게 되었다.
Stacking angle을 주었을 때에 허브 쪽에서 2차 유동이 약간 억제된 것을 확인할 수 있었으나 오히려 Midsparm부분에서 Loading이 커지기 때문에 Mdsparm에서 손실이 약간 늘어나기 때문에 성능에 있어서는 불리함을 알 수 있었다. 본 연구에서와 같이 Aspect ratio가 매우 커서 허브와 슈라우드에서 발생하는 2차 유동이 주 유동에 크게 영향을 미치지 않을 때에는 오히려 Stacking을 주는 것이 성능 면에서 그리 유리하지 않음을 알 수 있었다. 따라서 Stacking angle을 줄 때에는 Aspect ratio 및 날개 개수 등 형상 조건을 고려하여 Stacking angle을 줌으로써 얻는 이득 대 주 유동에서 얻는 손실의 비를 따져서 Stacking을 주어야 할 것이다.
TurboDesign을 이용하여 터빈 정익을 역설계 하여 보았다. 정익 내부에서 발생하는 경계층 및 이로 인해 발생하는 2차 유동에 의한 손실을 줄이기 위해 터빈 정익의 Blade loading을 뒤쪽으로 받도록 하여 역설계를 하였을 때에 기존의 형상보다 약 0.9% 단 효율을 상승시킬 수 있었으며 손실 또한 줄어들은 것을 알 수 있었다. 정익 출구에서의 접선방향 속도의 분포에서 허브 쪽에서 2차 유동의 발생 상당히 줄었고 유동이 전체적으로 균일해졌기 때문임을 확인할 수 있었다.
9% 단 효율을 상승시킬 수 있었으며 손실 또한 줄어들은 것을 알 수 있었다. 정익 출구에서의 접선방향 속도의 분포에서 허브 쪽에서 2차 유동의 발생 상당히 줄었고 유동이 전체적으로 균일해졌기 때문임을 확인할 수 있었다. Stacking angle을 주었을 때에 허브 쪽에서 2차 유동이 약간 억제된 것을 확인할 수 있었으나 오히려 Midsparm부분에서 Loading이 커지기 때문에 Mdsparm에서 손실이 약간 늘어나기 때문에 성능에 있어서는 불리함을 알 수 있었다.

내보내기 구분	파일저장 인쇄 메일전송
구성항목	기본정보 상세정보 관리번호, 논문명, 저널/프로시딩명, 저자 , 발행년, 권, 호, 시작페이지, 끝페이지, 발행기관 관리번호, 논문명, 대등논문명, 저자 , 저널/프로시딩명, 발행기관, 발행년, 발행언어, 권, 호, 시작페이지, 끝페이지, ISBN, ISSN, 주제분야, 키워드, 초록(한글), 초록(영문), 저자(소속기관)
저장형식	Text(ASCII format) Excel format RefWorks Direct Export RIS format (for Reference Manager, ProCite, EndNote), Scholar's Aids, Mendeley
메일정보	받는사람 (필수) @ 보내는사람 (선택) @ 제목 내용 KISTI 검색결과 이메일 서비스
안내	총 건의 자료가 검색되었습니다. 다운받으실 자료의 인덱스를 입력하세요. (1-10,000) 검색결과의 순서대로 최대 10,000건 까지 다운로드가 가능합니다. 데이타가 많을 경우 속도가 느려질 수 있습니다.(최대 2~3분 소요) 다운로드 파일은 UTF-8 형태로 저장됩니다. 파일의 내용이 제대로 보이지 않을실 때는 웹브라우저 상단의 보기 -> 인코딩 -> 자동선택 여부를 확인하십시오. ~ Text(ASCII format) Excel format

연합인증

항공기 가스터빈 엔진의 터빈 날개의 역설계
Inverse design of Aircraft Engine Turbine Blades. 원문보기

Abstract ▼ AI-Helper

AI 본문요약
AI-Helper

문제 정의

제안 방법

데이터처리

이론/모형

성능/효과

이 논문을 인용한 문헌

관련 콘텐츠

원문 보기

이 논문과 함께 이용한 콘텐츠

AI-Helper ※ AI-Helper는 오픈소스 모델을 사용합니다.

선택된 텍스트

연합인증

항공기 가스터빈 엔진의 터빈 날개의 역설계 Inverse design of Aircraft Engine Turbine Blades. 원문보기

Abstract ▼ AI-Helper

AI 본문요약 엑셀 다운로드 AI-Helper

문제 정의

제안 방법

데이터처리

이론/모형

성능/효과

이 논문을 인용한 문헌

관련 콘텐츠

원문 보기

이 논문과 함께 이용한 콘텐츠

AI-Helper ※ AI-Helper는 오픈소스 모델을 사용합니다.

선택된 텍스트

항공기 가스터빈 엔진의 터빈 날개의 역설계
Inverse design of Aircraft Engine Turbine Blades. 원문보기

AI 본문요약
AI-Helper