• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 2001.11a
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• pp.334-338
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• 2001

In order to investigate the effects of various injection hole shapes on the film cooling of turbine blade, three test models having cylindrical and shaped holes were used. A three-dimensional Navier-Stokes code with standard k-$\epsilon$ model was used to compute the film cooling coefficient on the film cooled turbine blade. Over 330,000 grids were used to compute the flow over the blade. Mainstream Reynolds number based on the cylinder diameter was $7.1{\times}10^4$. The turbulence intensity kept at $5.0\%$ for all inlets. The effect of coolant blowing ratio was studied for various blowing ratios. For each blowing ratios, wall temperatures around the surface of test model were calculated. Temperature was visualized using cartesian cut-cell method to obtain traces of the injected secondary air on the test surface, so we could interpret the film effectiveness as temperature distributions.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
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• v.25 no.7
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• pp.933-943
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• 2001

Using a semi-circled blunt body model, the geometrical effects of injection hole on the turbine blade leading edge film cooling are investigated. The film cooling characteristics of two shaped holes (laterally- and streamwise-diffused holes) and three cylindrical holes with different lateral injection angles, 30°, 45°, 60°, respectively, are compared with those of cylindrical hole with no lateral injection angle experimentally and numerically. Kidney vortices, which decrease the adiabatic film cooling effectiveness, appear on downstream of the cylindrical hole with no lateral injection angle. At downstream of the two shaped holes have better film cooling characteristics than the cylindrical one. Instead of kidney vortices, single vortex appears on downstream of injection holes with lateral injection angle. The adiabatic film cooling effectiveness is symmetrically distributed along the lateral direction downstream of the cylindrical hole with no lateral injection angle. But, at downstream of the cylindrical holes with lateral injection angle, the distribution of adiabatic film cooling effectiveness in the lateral direction shows asymmetric nature and high adiabatic film cooling effectiveness regions are more widely distributed than those of the cylindrical hole with no lateral injection angle. As the blowing ratio increases, also, the effects of hole shapes and injection angles increase.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.7-7
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• 1998

가스터빈 엔진의 효율 및 성능은 터빈입구온도에 크게 좌우되므로, 높은 열효율을 얻기 위하여 최근 가스터빈 엔진은 높은 입구온도(대략 1400-150$0^{\circ}C$)에서 작동되도록 설계되고 있다. 이는 요소재질의 열한계점을 훨씬 상회하며, 이와 같은 입구온도의 고온화 경향은 터빈요소에 대한 열부하를 증가시키고 있다. 따라서 극한의 작동조건하에서의 허용수명 및 안정성의 유지를 위해서 내부대류냉각, 충돌세트냉각과 더불어 막냉각기법이 많이 응용되고 있다. 막냉각기법은 연소기 벽면 혹은 터빈블레이드 표면의 작은 구멍들을 통해서 압축기의 공기를 분사하여 표면에 고온의 유체와 일종의 단열벽을 형성하여 표면을 보호하는 냉각방법이다. 지금까지는 주로 단면적이 일정한 막냉각홀에 대한 연구가 주가 되어왔으나, 이러한 막냉각홀을 이용하는 경우 많은 문제점이 발생한다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
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• v.23 no.5
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• pp.577-586
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• 1999

Two problems with jet injection through the cylindrical film cooling hole are 1) penetration of jet into mainstream rather than covering the surface at high blowing rates and 2) nonuniformity of the film cooling effectiveness in the lateral direction. Compound angle injection is employed to reduce those two problems. Compound angle injection increases the film cooling effectiveness and spreads more widely. However, there is still lift off at high blowing rates. Shaped film cooling hole is a possible means to reduce those two problems. Film cooling with the shaped hole is investigated in this study experimentally. Film cooling hole used in present study is a shaped hole with conically enlarged exit and Inlet-to-exit area ratio is 2.55. Naphthalene sublimation method has been employed to study the local heat/mass transfer coefficient and film cooling effectiveness for compound injection angles and various blowing rates around the shaped film cooling hole. Enlarged hole exit area reduces the momentum of the jet at the hole exit and prevents the penetration of injected jet into the mainstream effectively. Hence, higher and more uniform film cooling effectiveness values are obtained even at relatively high blowing rates and the film cooling jet spreads more widely with the shaped film cooling hole. And the injected jet protects the surface effectively at low blowing rates and spreads more widely with the compound angle injections than the axial injection.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2010.02a
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• pp.245-245
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• 2010

최근에 반도체 소자 및 마이크로머신, 바이오센서 등에 사용되는 미세 부품에 대한 연구 개발이 활발히 진행되고 있다. 미세 부품을 제작하기 위한 MEMS 공정은 대표적으로 화학용액을 이용한 습식식각, 플라즈마를 이용한 건식식각 등이 주를 이룬다. Micro blaster는 경도가 강하고 화학적 내성을 가지며 용융점이 높아 반도체 MEMS 공정에 어려움이 있는 기판을 다양한 형태로 식각 할 수 있는 기계적인 식각 공정 기술이라 할 수 있다. Micro blaster의 식각 공정은 고속의 날카로운 입자가 공작물을 타격할 때 입자의 아래에는 고압축응력이 발생하게 되고, 이 고압축 응력에 의하여 소성변형과 탄성변형이 발생된다. 이러한 변형이 발전되어 재료의 파괴 초기값보다 크게 되면 크랙이 발생되고, 점점 더 발전하게 되면 재료의 제거가 일어나는 단계로 이루어진다. 본 연구에서는 micro blaster 장비를 반도체 MEMS 공정에 적용하기 위한 식각 특성에 관하여 확인하였다. Micro blaster 장비와 식각에 사용한 파우더는 COMCO INC. 제품을 사용하였다. Micro blaster를 $Al_2O_3$ 파우더의 입자 크기, 분사 압력, 기판의 종류, 노즐과 기판과의 간격, 반복 횟수, 노즐 이동 속도 등의 공정 조건에 따른 식각 특성에 관하여 분석하였다. 특히 실제 반도체 MEMS 공정에 적용 가능한지 여부를 확인하기 위하여 바이오 PCR-chip을 제작하였다. 먼저 glass 기판과 Si wafer 기판에서의 식각률을 비교 분석하였고, 이 식각률을 바탕으로 바이오 PCR-chip에 사용하게 될 미세 홀과 미세 채널, 그리고 미세 챔버를 형성 하였다. 패턴을 형성하기 위하여 TOK Ordyl 사의 DFR(dry film photoresist:BF-410)을 passivation 막으로 사용하였다. Micro blaster에 사용되는 파우더의 직경이 수${\mu}m$ 이상이기 때문에 $10\;{\mu}m$ 이하의 미세 채널과 미세홀을 형성하기 어려웠지만 현재 반도체 MEMS 공정 기술로 제작 연구되어지고 있는 바이오 PCR-chip을 직접 제작하여 micro blaster를 이용한 반도체 MEMS 공정 기술에 적용 가능함을 확인하였다.