초록 ▼

I. 제 목
항공기용 가스터빈 엔진 고온부의 첨단 냉각법에 대한 연구
II. 연구의 목적 및 중요성
최근의 대부분 항공기 엔진은 작동유체의 최대 온도가 연소기 라이너나 터빈 재질의 융점보다도 몇 백도 더 높다. 따라서 압축기에서 나온 비교적 저온의 유체를 이용한 냉각이 요구되며 고속의 제트 유동 및 벽면으로 흐르는 유동을 사용하여 설계하는 방법들이 연구되고 있다. 그러나, 이러한 유동은 복잡한 3차원 유동의 구조를 갖고 있기 때문에 유동 자체를 적절하게 해석하고 열전달의 특성에 대한 접근이 매우 어렵다. 이러

I. 제 목
항공기용 가스터빈 엔진 고온부의 첨단 냉각법에 대한 연구
II. 연구의 목적 및 중요성
최근의 대부분 항공기 엔진은 작동유체의 최대 온도가 연소기 라이너나 터빈 재질의 융점보다도 몇 백도 더 높다. 따라서 압축기에서 나온 비교적 저온의 유체를 이용한 냉각이 요구되며 고속의 제트 유동 및 벽면으로 흐르는 유동을 사용하여 설계하는 방법들이 연구되고 있다. 그러나, 이러한 유동은 복잡한 3차원 유동의 구조를 갖고 있기 때문에 유동 자체를 적절하게 해석하고 열전달의 특성에 대한 접근이 매우 어렵다. 이러한 이유로 엔진 제조회사들은 경험적인 결과에 의존하여 엔진 설계를 하고 있다. 연소기의 라이너나 터빈 블레이드의 효과적인 설계는 터빈 입구온도 증가에 따른 효율의 증가, 냉각으로 사용하는 공기의 감소 및 재료선택 폭의 증가라는 면에서 엔진의 효율을 증가시키고 단가를 낮추는 면에서 매우 중요하다. 효과적인 냉각설계는 냉각에 사용되는 유동 및 열에 대한 명확한 이해가 수반되어야 함으로 본 와류 냉각법에 대한 연구는 이러한 기초 데이터를 제공함을 목적으로 하였다.
III. 연구 내용 및 범위
가스 터빈 엔진의 고온부에 대한 공기 냉각 시스템의 주요 연구는 부품의 수명을 늘이고 동력과 효율을 증가시키는 것이다. 특히, 엔진의 터빈 선단(airfoil leading edge) 및 후단(trailing edge)을 제작하는 과정에서 공간적인 제한과 열부하로 인해 냉각 시스템을 적용하는데 매우 어려움이 크다. 최근에는 공간적인 냉각 제한과 막냉각(film cooling)의 비효율성을 극복하는 새로운 냉각 시스템의 연구가 진행되고 있다. 적은 양의 냉각 공기를 사용함으로써 냉각 효율을 크게 향상시킨 새로운 냉각 시스템은 표면 열전달 향상에 그 초점이 맞춰져 있다.
본 과제에서는 새로운 냉각 시스템 중 하나인 와류형(vortex) 냉각법에 대한 연구를 수행하였다. 이는 엔진 고온부에 대한 기존의 연구들을 검토한 결과 열부하가 높은 터빈에서의 냉각이 매우 중요한데 와류형 냉각이 매우 효율적이란 관점 때문이다. 먼저, 효율적인 냉각을 위한 기하학적인 형상을 도출한 다음 이에 따른 모델 swirling chamber를 설계/제작하였다. 공동연구과제인 관계로 영국의 Oxford 대학은 설계/제작한 vortex chamber에서 liquid crystal를 이용하여 벽면의 열전달 계수를 측정하는 열성능시험을 수행하였고, 항우연에서는 설계/제작된 vortex chamber에 대한 전산 수치해석 및 실험적으로 유동장을 측정하였다. 수치해석기법에서는 3차원 유동장의 열유속과 유동장의 특성에 대한 Navier-Stokes 방정식을 풀기 위해 유한체적법(finite volume method)이 사용되었으며 난류유동과 벽 조건에 대해 standard k-ε model과 wall function을 적용하였다. LDV(Laser Doppler Velocimetry)를 사용하여 유동장의 축방향 및 반경방향 속도장을 측정하였으며 이 결과를 수치해석과 비교 분석하였다. 전반적인 chamber내의 와류의 구조는 시간 평균 속도, 정압력, 그리고 열유속으로 서술하였다.
IV. 연구결과 및 활용에 대한 건의
영국의 Oxford 대학과 공동으로 "항공기용 가스터빈 엔진 고온부의 첨단 냉각법 연구"를 수행하였다. 설계/제작된 시험모델에 대한 전산해석과 유동장의 측정 및 열전달특성을 측정하여 엔진 고온부의 효율적인 냉각에 필요한 새로운 냉각시스템을 연구하였다. Oxford대학에서 수행한 유동가시화 및 열성능 시험의 결과를 본 연구원에서 수행한 전산해석 및 유동장 측정결과와 비교 분석함으로써 신뢰성 있는 데이터를 축적하였으며 Oxford대학이 보유하고 있는 측정기법 및 데이터를 공유할 수 있었다.
터빈 블레이드 내부를 모사한 vortex chamber내의 유동장을 분석함으로써 Goertler 와류를 유발시키는 몇 개의 접선방향 나선형 와류들이 관찰되어졌?며 이러한 값은 각각의 입구에서 멀어질수록 감소하여 일정하게 유지하였다.
본 연구결과로 얻어진 첨단 냉각법은 현재 개발되고 있는 가스터빈 엔진의 연소기 라이너 및 터빈 냉각에 적용할 수 있는 유용한 기술이 될 것이고 또한, 국내에서 개발되는 다른 가스터빈엔진에 적용 가능할 것으로 사료된다. 그리고, 세부적으로는 와류 및 교차 유동 특성 등의 복잡한 3차원 유동 현상을 규명함으로서 향후 본 기술 적용분야의 확대를 기대할 수 있을 것이다.

Abstract ▼

I. Subject
An Advanced Cooling Strategy for the Hot Section of an Aircraft Gas Turbine
Ⅱ. Objectives and Significance of Research
All modern, aerospace gas turbines must operate with hot stage gas temperatures several hundreds of degrees hotter than the melting temperatures of the materi

I. Subject
An Advanced Cooling Strategy for the Hot Section of an Aircraft Gas Turbine
Ⅱ. Objectives and Significance of Research
All modern, aerospace gas turbines must operate with hot stage gas temperatures several hundreds of degrees hotter than the melting temperatures of the materials used in their construction. Complicated cooling schemes need to be employed in the combustor walls and in the high pressure turbine stages. Internal passages are cast or machined into the hot sections of aero-gas turbine engines and air from the compressor is used for cooling. In many cases, the cooling system is engineered to utilize jets of high velocity air, which impinge on the internal surfaces of the components. The jet flow is highly complicated and its thermal performance is impossible to predict analytically. Engine manufacturers use empirical correlations to predict the performance of their designs though there are still many unanswered questions about the fluid dynamic processes active in such cooling systems.
The high efficiency and low cost of engine are achieved by the optimal designs of combustor liner and turbine blade through the higher turbine inlet temperature, less cooling air, and various materials. A detailed understanding of complex flow fields and the significance to heat transfer is key to improving the performance of cooling systems of gas turbine engine.
Ⅲ. Contents and Scope of Research
Main research aims of air cooling technique for gas turbine engines are to increase component life time, power, and efficiencies. Specially, the spatial limitation and high thermal load make turbine airfoil edges, which include trailing and leading edge, one of the most difficult area to adapt an effective cooling methods. Recent researches are mainly being performed about the internal cooling because of the inefficiency of film cooling. These novel technique of cooling system which significantly increase cooling efficiency with the less cooling air are focused on the surface heat transfer.
The study on vortex cooling method performed in this project is one area of the most advanced cooling techniques in internal cooling. In this study, the design and manufacture of test models of the vortex(swirling) chambers simulating a turbine blade, the flow measurement of large scaled vortex chamber, the numerical flow and thermal analysis, the heat coefficient measurement of prototype chamber have been performed. In KARI, the flow field measurement by Laser Doppler Velocimetry(LDV) and numerical analysis using FLUENT software have been studied. In numerical analysis, finite volume method was employed to solve the full Navier-Stokes equation and energy equation for characteristics of flow and heat flux in 3 dimensional flow. Standard k-ε model was adapted in turbulent flow modeling and wall function was used in chamber wall boundary conditions. In Oxford university, the research focused on a detailed investigation of the heat transfer characteristics of a large scaled model of a cooling system. Temperature-sensitive liquid crystal was used to get the heat transfer coefficient distribution at high spatial resolution. The comparison between numerical calculations and experiments have also been performed. The overall vortex structure in swirl chamber is described from time-averaged surveys of vorticity, static pressure, and heat flux.
Ⅳ. Results and Suggestions
The collaborative joint research "An Advanced Cooling Strategy for the Hot Section of an Aircraft Gas Turbine" offered an opportunity to obtain better fundamental understanding of hot section cooling flow field(vortex).
Comparing the results in numerical analysis and LDV measurement performed in KARI and the results in heat transfer characteristic performed in Oxford University, more reliable data have been obtained and the advanced techniques have been shared.
The results of flow field in the chamber shows that several tangentially screwed vortexes occurs which stimulate small scale boundary vortexes, Goertler vortex fairs. In the view of heat transfer, Nusselt number and flow characteristics(local Reynolds number) present highest value in adjacent to chamber inlet. These values decreased and became more spatially uniform along interior surface of the chamber as the flows went away from each inlet.
This research result may be an applicable useful technology in design of gas turbine combustor liner and turbine blade cooling. It may be contributed to the development of aircraft engines to be developed with our own technology. And the application of this study revealing the complication of three-dimensional flow features including vortices and cross flow effects may be extended.

목차 Contents

• 제1장 서 론
  제1절 연구 개요
  제2절 기존의 연구
  2.1 제트 충돌 냉각법(Impinging cooing method)
  2.2 Vortex cooling method
  제2장 가스터빈 엔진 고온부에 대한 연구
  제1절 시험모델의 설계 및 제작
  1.1 Prototype 시험모델(1st Chamber)
  1.2 Scaled-up 시험모델(2nd Chamber)
  제2절 시험모델에 대한 수치해석
  2.1 서론
  2.2 수치해석 방법
  2.2.1 지배방정식(Governing Equation)
  2.2.2 Segregated Solution Method
  2.2.3 유한체적법(Finite volume method-FVM)
  2.2.4 난류모델(Turbulent Model)
  2.2.4.1 Standard k-ε model
  2.2.4.2 The RNG k-ε model
  2.3 격자구성 및 경계조건
  2.3.1 격자구성(Grid Generation)
  2.3.2 경계조건(Boundary Conditions)
  2.4 유동 해석
  2.4.1 계산 특성 및 과정
  2.4.2 계산 조건
  2.4.2.1 Discretization scheme
  2.4.2.2 Case of Calculation
  2.4.2.3 Material Properties
  2.4.3 계산 결과
  2.4.3.1 CASE Ⅰ(Re=20,000) 인 경우
  2.4.3.2 CASE Ⅱ (Re=10,000) 인 경우
  2.4.3.3 CASE Ⅲ (Re=5,000) 인 경우
  2.4.3.4 결과 비교
  2.5 열전달 해석
  2.5.1 계산 과정 및 조건
  2.5.2 계산 결과
  2.5.2.1 온도 분포
  2.5.2.2 벽면 온도분포
  2.5.2.2.1 CASE Ⅰ(Re=20,000)
  2.5.2.2.2 CASE Ⅱ (Re=10,000)
  2.5.2.2.3 CASE Ⅲ(Re=5,000)
  2.5.2.3 열전달 특성
  제3절 시험모델에 대한 유동측정
  3.1 시험모델 형상 및 시험측정 장치
  3.1.1 시험모델(Swirling Chamber )
  3.1.2 Air supply system
  3.1.3 레이저 계측을 위한 seeding 장치