초록 ▼

I. 제 목 발전용 가스터빈의 냉각 블레이드 설계 기술개발 II. 연구개발의 목적 및 필요성 가스터빈을 이용한 복합발전은 국내 총 발전량의 27% 정도에 이르고 있으며, 복합발전은 타 발전방법에 비해 건설기간이 짧고, 환경에 안전하고, 건설부지가 비교적 좁으며 부하변동에 대처할 수 있어 그 비중이 점차 증대되고 있다. 복합 발전용 가스터빈 엔진의 터빈부는 1,000℃이상의 고온 환경에서 작동하기 때문에 부품의 열화에 의한 경년(aging) 효율 저하폭이 타 발전 수단에 비해 크고 국내 전력 여건상 잦은 기동 및 정지로 인하여, 고온

I. 제 목 발전용 가스터빈의 냉각 블레이드 설계 기술개발 II. 연구개발의 목적 및 필요성 가스터빈을 이용한 복합발전은 국내 총 발전량의 27% 정도에 이르고 있으며, 복합발전은 타 발전방법에 비해 건설기간이 짧고, 환경에 안전하고, 건설부지가 비교적 좁으며 부하변동에 대처할 수 있어 그 비중이 점차 증대되고 있다. 복합 발전용 가스터빈 엔진의 터빈부는 1,000℃이상의 고온 환경에서 작동하기 때문에 부품의 열화에 의한 경년(aging) 효율 저하폭이 타 발전 수단에 비해 크고 국내 전력 여건상 잦은 기동 및 정지로 인하여, 고온 부품의 수명이 3～4년 정도로 매 우 짧고 고장이 빈번한 실정이다. 이에 따라 터빈 고온 부품의 보수늭정비의 수요 는 점차 증가하고 있다. 국내 기술의 부재로 보수, 정비 및 교체용 고온 부품의 대부분을 해외에서 수 입하고 있어 핵심부품의 국산개발이 시급한 상황이다. 고온 환경에서 동작하는 터 빈 냉각 버켓의 국산화 개발을 위한 기본 기술로는 진공 정밀주조, 가공 등의 제 작기술 뿐만 아니라 최적의 터빈 블레이드를 설계하기 위한 공력설계 및 유로설 계 기술과 1,000℃ 이상의 고온의 터빈입구온도에서도 터빈 블레이드를 안전하게 보호할 수 있는 냉각, 진동 및 열늭구조 설계기술이 있다. 가스터빈용 냉각 블레이 드의 국산화 개발을 위하여서는 기존 제품의 성능, 설계방법, 설계 철학에 대한 연구가 선행되어져야 한다. 하지만 이들은 메이커의 비밀사항으로서 전혀 외부로 알려져 있지 않으며, 기존의 단순한 방법으로는 이를 해결할 수가 없다. 사용되고 있는 터빈의 익형이 고온고압의 가스에서 작동되어지는 부분이므로 필히 냉각 공기와의 접촉이 이루어져, 일부 저 효율화를 초래하는 상태에서 운행 된다. 이러한 기술적인 어려움을 해결하기 위하여 확실한 역설계 기법을 개발하여 보다 나은 상태에서 작동되도록 하기 위한 연구가 수행되어야 하며, 이러한 결과 는 차후에 고유한 모델의 설계 및 생산에 적용된다. 터빈입구온도의 상승은 가스터빈의 고효율화를 위한 불가피한 선택이나, 연소 기, 터빈 블레이드 등 고온부품의 수명 및 신뢰성에 중대한 영양을 미친다. 따라 서 냉각 블레이드의 신뢰성 확보를 위해서는 터빈입구온도 1300℃급 가스터빈의 터빈 블레이드의 냉각유로의 열전달 및 블레이드의 온도분포 해석이 필수적이다. 가스터빈 블레이드 파손의 대표적 형태는 진동과 연계된 고주기 피로파괴 (H CF, high cycle fatigue)와 열구조 손상이다. 본 연구는 현재 국내에서 운전 중 에 있는 1,300 ℃급 발전용 가스터빈의 핵심 소모성 부품인 냉각 블레이드의 국산 화 개발을 목표하고 있으며, 신뢰성을 바탕으로 한 성공적인 대체 투입을 위해 개 발 블레이드가 기존 블레이드와 대등한 공력, 냉각 및 진동특성 및 내구성능을 갖 도록 하는 공력 및 냉각 성능 해석 및 설계, 진동 설계늭실험 기술과 고온 열구조 해석기술의 개발을 필요로 한다. 가스터빈의 효율과 성능은 작동 사이클의 온도와 직접 관련되는데 효율을 향 상시키기 위해서는 가능한 한 높은 온도에서 작동시켜야 한다. 이것은 핵심부품이 고온, 고산화성 분위기에서 얼마나 잘 견딜 수 있는가 하는 능력에 따라 결정된 다. 따라서 항공기 가스터빈에서와 마찬가지로 발전용 가스터빈에서도 가스터빈의 효율을 높이기 위해 터빈입구온도(TIT)를 가능한 한 높여야 하며 이를 위해 고온 에서 보다 높은 강도와 사용수명을 갖는 재료개발과 함께 그 부품의 제조공정도 각각의 소재에 적합한 방법으로 개발, 발전되어야 한다. 초기의 가스터빈에는 단 조용 터빈 버켓과 베인 등이 사용되었으나, 가스터빈의 효율을 향상시키기 위해 보다 높은 TIT가 요구되고 이에 따라 보다 고온에서 사용될 수 있는 소재가 필요 하여, 이들 부품을 정밀주조에 의한 주조용 소재로 대체하게 되었다. 터빈 버켓 제조 공정이 진공정밀주조(다결정)에서 일방향응고, 단결정으로 개발됨과 함께 이 들 공정에 적합한 새로운 합금들이 개발되어져 가스터빈의 작동온응 고 터빈 버켓을 사용하며 일부 단결정 제품을 사용하는 경우가 있다. 응고의 조절 에 의해 일방향응고, 단결정응고 시킨 경우 부품의 수명을 크게 향상시킬 수 있고 높은 온도에서 사용이 가능하므로 차세대 동력시스템에서는 이들 제품의 수요가 크게 증가할 것이며, 특히 단결정제품의 사용이 크게 증가될 전망이다. 따라서 본 연구에서는 현재 국내에서 사용중인 터빈 버켓의 효율 향상을 위한 기존의 다결 정 또는 일방향응고 제품을 단결정 제품으로 대체하기 위해 단결정 터빈 버켓 개 발을 목표로 그 제조공정을 중심으로 연구를 추진하였다. 본 과제는 터빈 냉각 버켓에 대하여 설계 및 주조 관련 기반기술을 개발하여, 이를 국내 발전소에서 운전되고 있는 가스터빈의 1단 냉각 버켓에 적용시킴으로 써 설계자료를 추출하고 특허 우회설계 방안을 제시하고, 현재 사용되고 있는 다 결정응고와 일방향응고 제품을 대체할 수 있는 단결정 터빈 버켓의 제조공정을 확립하여 향후 냉각 버켓의 국산화개발이 가능하도록 한다. III. 연구개발의 내용 및 범위 연 구 내 용 연 구 범 위 늭견본품 블레이드 형상 분석 - 익형 외부 형상 분석 - 견본품 버켓의 내부 냉각유로 기본형상 데이터 추출 늭견본품 블레이드 설계기술 분석 - 공력설계 기술자료 분석 견본품 블레이드 설계 및 - 내부유로의 열전달촉진 기술자료 분석 공정 기술 분석 - 견본품 블레이드 외부형상 및 냉각유로 3차원 모델링 - 견본품 블레이드 설계조건 도출 늭외산 제품의 분석을 통한 소재 물성 및 규격설정 - 재질선정, 기계적 성질 결정 - 주조규격 설정 늭터빈 기본 공 력 설계 기술 개 발 - 터빈단의 열역학적 해석 기술개발 - 1단 터빈 기본 형상 설계 - 터빈 최적 Flow Path 설계 늭3차원 유동해석 기술 개발 - 버켓 주위 압축성 유동 해석 - 유동해석에 의한 익형 특성 평가 늭익형형상 설계기법 개발 공력설계 기술 - 익형형상 역설계를 위한 최소설계변수 선정 - 설계인자법에 의한 익형형상 역설계 늭익형 형상 최적화 - 형상변수를 이용한 익형 형상 최적화 기법 개발 - 2차원 익형의 형상 최적화 늭익형 공력성능 실험 - 3차원 블레이드의 익렬 실험 - 설계인자의 실험적 검증 - 공력 손실 평가 늭 국소 열전달계수 측정 진단기술 개발 - 내부유로의 국소열전달계수 측정기술 개발 - 익형 표면 및 끝벽 열전달 계수 측정 기술 개발 열전달 설계기술 늭냉각유로 열유동 해석 - 요철의 유동 및 열전달 특성 해석 - 회전 곡관 및 단순 냉각유로 유동 해석 연 구 내 용 연 구 범 위 늭냉각유로 및 블레이드 온도분포 해석 기술 개발 - 냉각유로 구성요소 압력강하 특성 평가 - 냉각유로 구성요소 열전달 특성 평가 열전달 설계기술 - 익형 표면 열전달 계수 평가 - 터빈 블레이드 냉각 유로망 모델링 - 냉각 유로 열유동 유로망해석 - 블레이드 온도분포 해석 늭블레이드의 고유진동 해석 및 실험기술 - FE 모델 개발 - 고유진동 해석 및 캠벨선도 공진제거 설계 - 고유진동 모달실험 setup 구성 및 실험 - H CF 실험기술 정립 진동 구조설계 기술 늭블레이드 열구조 해석 기술 - Creep 해석기술 - 열전달 온도분포 해석 - 열늭원심력 하중 선형 응력해석 - 고온 creep 비선형 해석 늭단결정 제품 주조결함 분석 - 단결정 제조과정의 결함 생성원인, 형성부위 분석 - 공정중 단결정 주조결함 방지 대책 제시 - 단결정 결함의 검사기준 확립 늭시제품 블레이드 정밀주조 - 주조공정의 응고해석 - 최적 주조방안 도출 단결정 블레이드 정밀주조 - 시제품 정밀주조를 위한 왁스패턴 금형제작 기술 - 1300℃급 터빈 솔리드 블레이드의 시제품제작 늭특성향상을 위한 H IP 공정연구 - 단결정 블레이드의 소재인 CM SX-4 의 열처리 특성 파악 - H IP 에 따른 단결정 시편의 미세구조변화/ 특성 변화 분석 - 단결정합금의 균질화 조건/ H IP 조건 최적화 도출 IV. 연구개발결과 본 연구에서는 발전?? 공력설 계, 냉각설계, 진동설계 및 열??, 진공 정밀주조, H IP 공정, 가공 등의 제작기술을 개발하였다. 가스터빈 냉각 블레이드의 역설계를 위해, 먼저 터빈단의 내부 유동에 대한 열 역학적/유체역학적 속성을 각 단마다 계산하는 싸이클 해석을 수행하고, 이 조건 들로부터 축류형 가스터빈의 형상설계를 평균반경해석에 의하여 수행하였다. 허브 와 팁에서의 물성치는 우선 간단한 자유와류법에 의하여 구하였으며 3차원 유동 해석을 수행한 후에 수정하였다. 본 연구에서 설계된 터빈의 부하계수, 유동계수 및 형상계수를 문헌에 나와 있는 여러 가지 터빈과 비교하였다. 설계된 터빈은 문 헌상의 고효율 축류터빈중 유량계수와 부하계수가 비교적 낮은 범위에 속하는 다 른 터빈들과 비슷한 부하계수, 유동계수 및 형상계수의 값을 가지고 있었다. 유동해석 결과로부터 블레이드의 앞전 부분만을 제외하고는 흡입면에서의 M ach수가 뒷전까지 거의 일정하게 유지되도록 설계되어 있다는 것이 파악되었으 며 이것은 유동박리를 방지하기 위한 설계이다. 앞전에서는 냉각효과를 높이기 위 해 유체가 빨리 가속되도록 설계되어 있다. 3차원 유동해석으로 구해진 블레이드 의 표면 M ach수 및 표면에서의 압력분포는 블레이드 냉각설계를 위한 외부 열전 달 계산뿐만 아니라 블레이드 진동/구조 설계의 입력조건으로 사용된다. 점성 3차 원 유동해석에 의해 계산된 입출구 유동조건들을 자유와류 설계와 비교해 본 결 과, 현재 사용중인 블레이드는 자유와류법 설계에서 크게 벗어나지는 않았지만 약 간의 개선은 가해진 것으로 보였다. 본 연구에서는 설계된 블레이드의 공력특성을 검증하기 위해 3차원 형상의 블 레이드를 이용한 익렬장치를 제작하여 공력특성을 실험하였다. 실험용 블레이드는 실제크기의 반으로 축소하여 제작하였으며 5개의 블레이드로 익렬장치를 구성하 였다. 익렬 입구와 출구에서는 3공 피토관을 이용해서 유동각과 속도, 압력을 측 정하였다. 블레이드 설계의 중요한 부분의 하나가 블레이드 표면 속도분포(혹은 압력분포)의 선택이다.본 익렬 실험에서 블레이드 높이의 10% ,50% ,90% 위치에 서 표면압력분포를 측정하였으며 유동해석에서와 잘 부합하는 결과를 얻었다. 본 연구에서는 여러 가지의 역설계 기법이 개발되었으며 측정된 축류형 익형의 압력면과 흡입면에 적용하여 설계값을 유추하였다. 형상변수를 사용하여 재 설계 되어진 익형은 측정되어진 익형들과 비교되어졌다. 설계되어진 익형이 측정값에 잘 일치되도록 하기 위한 역설계 과정을 통하여 필수적인 형상변수들이 찾아졌다. 형상변수들의 특징들이 설계과정이나 기계 구조적인 문제점과 공력학적인 문제에 의하여 제한되어지는 조건들에 의하여 구하여졌다. 익형의 형상에 따라 평균편차 들을 비교하여 익형을 설계하는데 필요한 최소의 형상변수를 구하였다. 형상변수를 사용하여 축류형 터빈의 2차원 익형을 최적화하기 위한 연구가 수 행되었다. 익형을 최적화하기 위하여서는 익형의 형상을 변경하여야 하는데 본 연 구에서는 익형을 설계하기 위한 형상변수를 선정하고 형상에 영향을 미치는 형상 변수를 익형의 최적화를 위한 설계변수로 채택하였다. 채택한 설계변수를 변화시 켜 형상을 변경하였으므로 설계변수가 형태함수의 역할을 동시에 갖는다. 터빈 익 형에서의 목적함수는 익형 출구에서의 전압력이 최대가 되도록 하는 것이며 제약 조건으로는 익형의 단면적이 적어지지 않아야 한다는 것과 익형의 부하계수가 적 어지지 않아야 한다는 것이다.이를 위한 유동해석은 2차원 N avier-Stokes 방정식 이 적용되었으며 VKI 터빈익형에서의 실험결과와 비교하여 충분한 검정을 수행 하였다. 최적화를 위한 익형은 G.E의 발전용 터빈을 선택하여 평균반경에서 2차 원 익형의 최적화 형상에 대한 계산을 수행하였다. 전압력은 다음단에서의 입구위 치를 고려하여 축방향 코드의 30% 위치에서 비교하였으며 최적화된 익형에서는 전압력의 손실을 10% 이상 줄였으며 이는 터빈 한 단에서 1% 정도의 효율증가가 된다. 터빈입구온도의 상승은 가스터빈의 고효율화를 위한 불가피한 선택이나, 연소 기, 터빈 블레이드 등 고온부품의 수명 및 신뢰성에 중대한 영양을 미친다. 본 연 구에서는 터빈입구온도 1300℃급 가스터빈의 터빈 1단 동익의 냉각유로의 열전달 및 블레이드의 온도분포 해석을 수행하였다. 터빈 냉각 블레이드의 설계는 냉각유 로의 형상 설계 및 냉각공기의 열전달 및 블레이드 온도분포 해석과정의 반복과 정을 통해 최적의 냉각특성을 구현 할 수 있는 냉각유로를 설계하는 과정으로, 본 연구를 통해 터빈입구온도 1300℃급 발전용 가스터빈의 1단 동익의 냉각유로 열 전달 설계를 위한 외부 열전달계수, 요철, 굴곡이 있는 유로 등에 대한 열전달 및 압력 손실을 고려한 유로망 해석 및 온도해석의 절차 및 방법을 확립하였다. 또한 터빈 입구온도 1300℃급 가스터빈의 1단 동익의 냉각유로의 구조 및 3차원 해석 모델을 확보하였고, 외부열전달 계수 등 기술적 내용 및 냉각 블레이드의 개발동 향을 파악하였다. 해석결과 1300℃급 터빈의 모델 블레이드에 대한 유로망해석 및 온도해석 결과 leading edge 및 tip에서 고온부가 발생하는 것으로 예측되었고, 블레이드 표면의 열차폐 코팅은 냉각 블레이드의 온도분포 및 최고온도에 큰 영향을 미치는 인자 로 파악되었다. 블레이드의 고유진동 해석 및 실험 연구에서는 자료조사를 통해 가스 터빈 로 터 블레이드의 진동 신뢰성 설계 표준과 고주기 피로실험 절차를 정립하였으며, 터빈 냉각 블레이드의 FE 고유진동 해석 및 고유진동 모달 실험과 함께 샘플에 대한 해석늭실험 검증을 수행하는 한편 샘플에 대한 대칭 가진 동응력 측정시험 을 수행하였다. 공진 설계검토 결과, 개발 블레이드는 1차에서 4차 모드까지 공히 8k 하모닉과 전혀 공진을 발생하지 않았으며, 스테이터 노즐 통과 및 연소기 캔 가진 하모닉과도 정격속도에서 충분한 공진 분리여유를 갖는 것으로 밝혀져, 매우 우수한 고유진동 특성을 갖는 것으로 결론된다. 블레이드 고유진동 해석 및 실험 기술의 검증을 위해 샘플을 제작하여 실험과 해석을 수행하였으며, 두 결과가 5 % 이내에서 일치하였다. 또한, 본 연구에서 시도된 exciter 동응력 가진법이 향후 실제 블레이드의 고주기 피로 실험에 충분히 활용될 수 있을 것으로 판단된다. 열구조 해석 연구에서는 터빈 냉각 블레이드의 온도 분포를 계산하고, 열하중 과 원심력에 따른 선형 응력 해석을 수행하였으며, 또한 정상 상태 크리프 해석 을 수행하여 크리프에 의한 블레이드의 거동을 고찰하였다. Leading edge와 tip 부분에서 대체적으로 높은 온도 분포를 보였으며, trailing edge의 tip에서 가장 높 은 1,234 K(961℃)를 나타냈다. 열하중과 원심력을 고려한 응력 해석 결과, 익형 에서의 최대 등가 응력은 약 474 M Pa 정도로 trailing edge의 root 부분에서 발생 했으며, 익형에서는 원심력보다는 온도의 영향이 더 큰 것으로 나타났다. 약 200 시간 동안의 크리프 해석 결과, 최대 크리프 변형률이 pressure surface의 tip 부 분에서 발생했으나 GTD111의 파손 변형률(rupture strain)에는 미치지 못했으며, 약 50,000 시간 이상에서 파손 변형률에 도달할 것으로 예측되었다. 그러나, 익형 의 pressure surface의 tip,suction surface와 trailing edge의 root 부분에서 비교 적 높은 이완 응력 값이 나타났으며, GTD111의 항복 강도에 거의 근접한 것으로 판단된다. 본 연구의 주요 수행결과로는 먼저 GT24 1단 단결정 블레이드를 입수하여 분 석을 통해 injection 몰드 및 왁스패턴을 제작하였다. 일방향응고 과정에서 나타 날 수 있는 여러 가지 단결정 결함들을 분석하고 그 생성원인을 점검하였다. 입 수된 자료와 경험을 토대로 육안검사, 비파괴검사, 결정립검사와 같은 단결정 제 품 검사기준을 확립하였다. 응고해석을 통하여 단결정 블레이드의 일방향응고 과 정을 모사하였고 최적의 주조방안을 제안하였다. 본 해석에 의하면 인출속도의 변화보다는 shroud 주위에 단열재를 보강하는 것이 spurious grain 등의 단결정 결함을 방지하는데 더욱 효과가 있다는 것이다. 실제 주조에서는 단결정 시편의 경우 완전한 단결?? 입자가 주조 시제품에서 나타났다. 목표모델의 경우는 1차 주조를 거쳐 응고해석 결과에 따라 주조방안을 도출하여 2차 주조를 실시하였다. 그 결과 root 부위에서는 단결정 결함들이 발견되었으나 블레이드 부위에서는 대체로 양호한 단결정을 얻을 수 있 었다. 단열재 보강은 shroud 부위의 균열방지에 특히 도움이 됨을 알 수 있었다. H IP 처리 공정은 단결정 소재의 미세기공을 현저하게 감소시켜 크립, 피로 등의 기계적 특성 향상에 기여함을 확인할 수 있었다. V. 연구개발결과의 활용계획 새로운 기술에 대한 선호는 당연한 귀결이라 할지라도 가스터빈의 경우는 기 술의 발전단계에서 최상의 기술보다는 신뢰성의 차원에서는 그 이하의 기술이 선 호되기도 한다. 또한 기존의 대형 설비로 설치되었던 가스터빈의 하드웨어에서 역 설계에 의한 업그레이드는 상당히 선호하게 될 기술이다. 전체 시스템의 생산 및 설계기술을 필요로 하는 세계각국의 개발 메이커는 이러한 방법에 우선은 적은 비용으로 원하는 목표를 달성하게 되고, 또한 기존의 설치비용을 극대화한다는 측 면에서 이에 대한 연구가 상당히 활용가치가 높아지게 될 것이다. 본 연구의 결과 는 실제 가스터빈의 운용업체와의 협의를 통하여 기존 익형의 개선에 활용될 계 획이다. 그 외에도 가스터빈의 익형 형상 공력설계기술은 각종 산업기기에 적용되는 임펠러의 공력설계에 기본이 되는 기술로써 이러한 기술의 확보는 이들의 국산화 에 기여를 하게 되고 또한 국산화시 효율의 상승과 저소음화, 에너지 절감 등 그 파급 효과가 상당히 크다. 또한 직접적으로 관련되는 유체 기계의 수명 연장 및 안정성 등에 파급효과가 상당히 크다. 또한 1300℃급 대형가스터빈의 냉각 블레이 드의 국산화 개발 및 대형가스터빈 기술개발 기반 구축, 1500℃급 차세대 증기냉 각 블레이드의 개발기반 구축이 가능하여진다. 뿐만 아니라 매년 상승하고 있는 대형가스터빈의 보수정비비의 외화절감 및 관련유체기계의 수입대체에 간접적인 영향을 미치게 되고 에너지 절감에 따른 국가적인 경제에 일조를 하게된다. 뿐 만 아니라 장래의 가스터빈 개발사업에 직접적인 영향을 준다. 냉각 블레이드의 내부 냉각유로망 해석과 온도해석 기술 및 결과는 현재 국내 에서 운전되고 있는 1,300℃급 발전용 가스터빈의 빈번한 냉각 블레이드 파손원인 진단 및 평가에 활용될 수 있을 것이며, 익형표면의 열전달 계수 평가 기술은 각 종 열유체기계의 열성능 측면에서 빈번하게 대두되는 대류경계층의 성장 및 열전 달 특성의 평가에 활용될 수 있을 것이다. 냉각 블레이드의 내부 및 외부 표면의 열전달 특성의 평가를 위한 나프탈렌 승화법에 의한 열전달계수 평가방법은 본 연구에서의 가스터빈 분야에서뿐만 아니라 열교환기 등 각종 공조기기 및 산업기 계의 열전달 특성의 평가에 활용될 수 있을 것이다. 정립된 블레이드의 진동 신뢰성 설계 표준 및 고주기 피로실험 절차는 본 과제 는 물론, 국내에서 설계 개발되는 축류 터빈 및 압축기 로터 블레이드의 신뢰성 향상에 직접적으로 활용될 수 있을 것이다. 현재까지의 진동 설계해석 결과로부터 개발 블레이드는 공진제거 측면에서 매우 양호한 특성을 갖고 있는 것으로 밝혀 졌으며, 향후 블레이드 냉각유로 등의 변경시 고유진동 특성 참고자료로 활용될 것이다. 본 열구조 해석 결과와 함께 한전전력연구원에서 보관중인 폐품 블레이드 의 손상 형태에 대한 비교분석을 통해, 향후 국산 개발 블레이드의 보다 실질적인 내구성 향상 설계가 이루어 질 수 있을 것이다. 단결정 응고에는 gating system , pig-tail 의 세부형상, adaptor 의 형상 등 몰 드 디자인이 특히 중요하며 인출속도, hot cham ber 온도 등 공정변수 역시 단결 정 제작에 큰 영향을 미친다. 뿐만 아니라 세라믹 몰드 및 중공형 블레이드의 경 우 세라믹 코어 등의 제작 및 안치도 교과서적인 이론보다는 경험과 노하우에 많 이 의존하는 부분이다. 본 연구에서 축적된 단결정 주조의 경험과 노하우는 앞으 로 타 모델의 단결정 블레이드를 제작하는데 직접 활용될 수 있을 것으로 예상된 다. 또한 단결정 검사기준확립, 단결정 블레이드의 응고해석, 단결정 소재의 H IP 공정등은 모두가 성공적인 단결정 블레이드의 생산을 위해 중요한 요소가 될 것 이다. 이들 하나 하나의 요소기술들이 축적되어 선진국과 경쟁할 수 있는 품질의 단결정 블레이드의 제작 및 국산화에 기여할 수 있을 것으로 기대된다.

Abstract ▼

I. Subject “Development of Design and Casting Technology for Cooled Turbine Blades" II. Objectives and Significance of Research Combined cycle systems using gas turbines generates twenty seven per cent of the total amount of electricity production in Korea. Since a combined cycle power plant ca

I. Subject “Development of Design and Casting Technology for Cooled Turbine Blades" II. Objectives and Significance of Research Combined cycle systems using gas turbines generates twenty seven per cent of the total amount of electricity production in Korea. Since a combined cycle power plant can be easily and quickly built, and is flexible to a variable load condition, more combined cycle power plants are under construction or plan to construct. However, turbines operate under the hot temperature higher than one thousand degree celsius, hot parts in a gas turbine, such as turbine nozzles and buckets, have a life cycle of three or four years only. A repair and maintenance market is gradually enlarging. On the other hand, most cooled turbine blades for repair, maintenance and replacement in power plants are imported at a high cost due to the low level of this kind of technology. The present study aims to reverse designing and manufacturing of the cooled blade for a currently using gas turbine, and designing a new model in the future. The most typical patterns of gas turbine blade failures are high cycle failures associated with vibrations and thermo-mechanical damages. The ultimate goal of this research is to develop and localize turbine cooling blades, which are critical expendible parts of 1,300 ℃ class power-generation gas turbines currently operated in Korea. For their successful replacements by local products with acceptable reliability assurance, technology developments relative to vibration design and experiment and high temperature thermo-mechanical analysis are required, which ensure their equivalent vibration characteristics and durability performances to those of the existing blades. The efficiency and performance of gas turbine have direct relationship with the temperature of operating cycle; the higher operating temperature the better gas turbine. It depends on the temperature capability of critical components which should withstand hot and corrosive environment. We need, therefore, to develop components with higher strength and longer life to meet these purpose in industrial gas turbine filed as well as in aerospace gas turbine engine. At first wrought bucket and vane was used in gas turbine, but it was substituted by investment cast parts as higher TIT was required. New casting processes such as directional solidification and single crystal process were developed as well and new superalloys suitable to these process were designed to increase operating temperature of gas turbine. Most of the domestic gas turbine components are polycrystalline and directionally solidified type and single crystal parts are used only sparingly. The demands for single crystal parts will increase considerably in the next generation power system because both performance and life will be improved much by using these sophisticated parts. The purpose of this work is the development of casting process to make single crystal blade. Ⅲ. Contents and Scope of Research Contents Scope of research Aerodynamic Design of Cooled Blade ￭ Preliminary Aerodynamic Design - Thermodynamic Analysis of Turbine Stages - Preliminary Sizing and Configuring Turbine Stage - Optimum Flow Path Design ￭ 3-Dimensional Flow Analysis - Computation of Compressible Flow around 1st Stage Bucket - Aerodyanmic Performance Evaluation from Computation ￭ Blade Profile Design Technology - Minimization of Design Parameters for Inverse Design - Inverse Design of Blade Profile using Design Parameters ￭ Optimization of Blade Profile - Development of Optimization Technique using Design Parameters - Optimization of 2-dimensional Blade Profile ￭ Experimental Evaluation of Aerodynamic Performance - Experiment using Cascade Facility - Experimental Verification of Design Parameters - Evaluation of Aerodynamic Losses Contents Scope of research Cooling design technologies ￭ Measurement of local heat transfer coeff. - internal cooling passage - external surface of blade and platform ￭ Fluid and heat transfer analysis - Flow and heat transfer of ribbed duct - CFD analysis of rotating serpentine duct and internal cooling circuit without rib Cooling design technologies ￭ Network analysis of cooling circuit and temperature of blade - Characteristics of cooling passage of bucket in flow and heat transfer - Calculation of external heat transfer coeff. - Modelling of cooling circuit - Network analysis of cooling circuit - Analysis of temperature field of blade Vibration and thermo-mechanical design technology ￭ Natural vibration analysis and experiment technologies of blades - Finite element modeling - Natural vibration analysis and Campbell diagram design for resonance removal - Establishment of natural vibration modal test setup and experiment - HCF testing methodology ￭ Thermo-mechanical analysis technology of blades - Creep analysis methodology - Temperature distribution analysis - Linear stress analyses for thermal and centrifugal loads - Nonlinear high temperature creep analysis Investment casting technology for single crystal blade ￭ Defect analysis of single crystal blade -Analysis of the origin and occurrence area of single crystal defects -Establishment of acceptance criteria for single crystal blade Contents Scope of research Investment casting technology for single crystal blade ￭ Investment casting of single crystal blades -Computer simulation of casting process -Optimization of mold design and casting process variable -Manufacturing wax pattern and solid blades ￭ HIP treatment to improve the mechanical property of single crystal superalloy -Properties of blade material, CMSX-4 -Modification of micro-structural characteristics by HIP -Optimization of HIP conditions Ⅳ. Results of Research A preliminary design of an axial type turbine has been performed under the thermodynamic and fluid-dynamic conditions determined by a cycle analysis. Radial variation of the flow properties was estimated by a free vortex blading method, and was corrected from a three dimensional flow calculation. The loading coefficient, flow coefficient and shape parameter of the turbine designed in the present study are compared with various turbines given in the literature. The values of the loading coefficient, flow coefficient and shape parameter of this turbine was close to those of highly efficient axial turbine in the literature. From the result of the flow calculation, it was found that Mach number on the suction surface was kept to be nearly constant between leading edge and trailing edge. This is a design consideration to prevent flow separation on the suction surface. Surface Mach number and pressure distributions obtained from the three dimensional flow analysis was used as input conditions for external heat transfer, vibration and thermo-structural designs for the bucket. Investigating inlet and outlet flow properties from the computed result, the design of the present blade is not much different from a free vortex blading, and is probably modified slightly from a free vortex design. Aerodynamic performance of the bucket was experimentally tested using a half scale cascade employing three dimensional blades. Flow angle, velocity and pressure distributions were measured at the inlet and outlet of the blade. Surface pressure distribution was also measured at the planes of 10%, 50% and 90% height of the blade. Experimentally obtained pressure distributions on suction and pressure surfaces were compatible with the calculated results. Several reverse design methods are developed and applied to the suction or pressure surface for finding design values of blade geometry for a given axial turbine blade. Re-designed blade profiles using shape parameters are compared with measured blade data. Essential shape parameters for blade design are induced by the procedure of reverse design for best fitting. Characteristics of shape parameters are evaluated through the system design method and restriction conditions of structural stability or aerodynamic flow loss. Comparing with the average deviation for a given blade geometry, minimum shape parameters required to design a blade geometry are obtained. A two-dimensional axial type turbine blade designed with shape parameters is optimized. These shape parameters are adopted as design variables for optimization, and these are also used as a shape function As an objective function on the turbine blade passage, total pressure is selected. The pitchwise averaged total pressure is calculated at the 30% downstream of axial chord length from the trailing edge, which is the inlet location of next stage turbine blade approximately. The blade loading coefficient and sectional area of blade are selected as restriction functions, and they should not decreased after iteration. Two-dimensional Navier-Stokes equations are used for flow calculation. Experimental results of VKI turbine are compared for validation of 2-dimensional codes. A turbine blade of G.E heavy-duty gas turbine is selected for optimization, and a mean blade profile is chosen for two-dimensional calculation. From these calculations, the loss of total pressure is decreased to 10%, which is same to the 1% increase of total-to-total efficiency. To get higher efficiency of gas turbine, The designer should have more higher turbine inlet temperature (TIT). Today, modern gas turbine having sophisticated cooling scheme has TIT above 1,700℃. In the korea, many gas turbine having TIT above 1,300℃ was imported and being operated, but the gas with high TIT above 1,300℃ in the turbine will give damage to liner of combustor, and blade of turbine and etc. So frequently maintenance for parts enduring high temperature was performed. In this study, the heat transfer analysis of cooling air in the internal cooling channel (network analysis) and temperature analysis of the blade (Finite Element Analysis) in the first stage rotor was conducted for development of the optimal cooling passage design procedure. The external heat transfer coefficient, correlation of heat transfer and friction characteristics on the rib turbulator, serpentine passage with rotation was calculated to analysis performance of cooling blade, and the 3 dimensional digital mockup of first stage bucket of heavy duty gas turbine having TIT 1,300℃ was made using CAD. The results of network analysis and FEM analysis of blade show that the high temperature spot are occured at the leading edge, trailing edge near tip, and platform. so to get more reliable performance of gas turbine, the more efficient cooling method should be applied at the leading edge and tip section. and the thermal barrier coating on the blade surface has important role in cooling blade. In the natural vibration analysis and experiment of blades, a design standard for vibration reliability and experiment procedure of high cycle fatigue (HCF) were established through a literature survey. FE natural vibration analyses and modal experiments were carried out with the cooling blade, and a verification of analysis and experiment and a measurement of dynamic stress under a symmetric excitation were performed with the sample. Upon reviewing the Campbell diagram, the designed blade did not generated any resonance of its 1st mode even with an 8k harmonic and it also had sufficient resonance separation margins at a rated speed from stator nozzle and combustor excitation harmonics for its 1st to 4th modes. Natural vibration analysis and experiment results of the sample agreed within 5 % difference and this verifies the approaches followed. In addition, it is reasoned that a dynamic stress inducing method tried here with an exciter can be successfully applied to a HCF test of the cooling blade in the future. In the thermo-mechanical analysis of the cooling blade, a temperature distribution was calculated. Then, linear stress analyses were carried out considering thermal and centrifugal loads, and a steady state creep analysis were performed. High temperature distributions occurred at the leading edge and tip sections. The maximum temperature was 1,234 K(961 ℃), which occurred at the trailing edge tip. From the thermal-centrifugal stress analysis results, the maximum equivalent stress at the airfoil was 474 MPa and it occurred at the trailing edge root section. Thermal load had a greater effect on the airfoil stress distribution than a centrifugal force. From the creep analysis results for 200 hours, the maximum creep strain occurred at the pressure surface tip section and, however, it did not reach the rupture strain of GTD111. It is expected to approach to the rupture strain after about 50,000 hours. But the relaxed stresses at the pressure surface tip and suction surface and trailing edge root sections were relatively higher than the other sections of the airfoil. They are judged to approach almost to a yielding stress of GTD111. At first the injection mold and wax pattern is made on the ground of analysis of foreign GT24 1st stage single crystal blade. Possible defects which can be formed during directional solidification were studied. The origin of such single crystal defects were analysed as well. We constructed a series of acceptance criteria including visual, non-destructive, grain investigation criteria for the single crystal products. Computer simulation of directional solidification of single crystal blade was conducted and optimum casting method was suggested. In actual casting trial, we could obtain perfect single crystal for the rod specimen, but several grains were observed for similar model blade. For target blade, 1st and 2nd casting trial were performed as casting condition derived from computer simulation. We could obtain well developed single crystal in blade area though some single crystal defects were observed in root area. Adiabatic build-up was effective to avoid crack formation around shroud area. HIP process contributed on the enhancement of mechanical properties of single crystal material by effectively eliminating micropores. Ⅴ. Applications of the Results The developed analysis methodologies and analysis result of the internal cooling circuit and temperature in the blade may be used to examine and evaluate of cause of the fracture of the turbine blade in the power plant. and the calculation program of the heat transfer coefficient on the blade surface may be used in the boundary layer and heat transfer analysis of the heat exchanger and etc. The naphthalene sublimation technique to determine heat transfer coefficient of the external blade surface and platform in this study can be widely used to measure the convective heat transfer characteristics of the heat exchanger in HVAC industry. The design standard for vibration reliability and experiment procedure of high cycle fatigue of blades established here may be directly applied for reliability improvements of all axial turbine and compressor rotor blades to be designed and developed as well. The vibration analysis results have shown that the designed cooling blade has very favorable vibration characteristics in terms of resonance removals, and they will be used as reference data when considering any modification of its cooling path. By comparison and analysis of the thermo-mechanical analysis results of the cooling blade here and the failure modes and locations of damaged cooling blades kept by KEPRI, more practical design improvements of durabilities will be possible for cooling blades to be developed in the future. The mold design such as gating system, detail of pit-tail and configuration of adaptor and process variable such as withdrawal rate and hot chamber temperature considerably affects the quality of single crustal products. Furthermore we need a lot of experience and know-how to set up ceramic mold and core parts for hollow blades. All the experience and know-how accumulated in this work will be utilized directly in other single crystal blade. Acceptance criteria, the technique of computer simulation, HIP treatment will be important elements for the successful production of single crystal components.

목차 Contents

• 제1장 서 론...39
• 제2장 국내외 기술개발 현황...46
• 제 3 장 연구개발수행 내용 및 결과...52
• 제 1 절 냉각 블레이드 공력설계 기술...52
• 제 2 절 냉각블레이드 열전달 설계기술...200
• 제 3 절 진동 구조설계 기술...306
• 제 4 절 주조기술...376
• 제 5 절 결 론...523
• 제4장 연구개발목표 달성도 및 대외기여도...528
• 제5장 개발결과의 활용계획...533
• 제6장 참고문헌...536