• 한국항공우주학회지
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• 제30권4호
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• pp.99-105
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• 2002

본 연구에서는 정익과 동익간의 축방향 간격을 달리하여 축류형 터빈에서의 성능시험을 수행하였다. 실험에 사용된 터빈은 저압저속터빈으로써 평균반경에서 반동도가 0.373이며 축류형 3차원 단단터빈이다. 터빈의 평균반경 직경은 257.56mm이며 평균반경에서 동익의 익현은 28.2mm이다. 성능시험을 위한 공기력 입력장치로는 풍동이 사용되었으며 풍동의 터보블로워 동력은 30kW로써 290mmAq의 정압력에서 $340m^3$/min의 공기량을 보낼 수 있다. 터빈에서의 회전수 및 출력은 터빈 축에 직결식으로 연결된 다이나모메터에서 제어되었다. 실험에서 축방향 간격조정은 평균반경에서의 정익 축방향 익현의 1/4에서 3배까지 변경하여 총 9개의 성능시험을 수행하였다. 같은 무차원 유량과 RPM에서 축방향의 간격에 따른 효율의 변화는 최대 8%이내지만 최고효율을 얻게되는 축방향 간격은 1.6-1.9Cx 였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권12호
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• pp.76-82
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• 2005

본 연구에서는 축류형 마이크로터빈의 단 수를 단 단에서부터 최대 6단까지 변경하면서 각 단에서의 공력특성을 측정하였다. 실험에 사용된 마이크로터빈은 터빈입구에서 유량계수가 2.0, 부하계수가 3.25이며 유로의 평균직경이 25.8mm인 소형 축류형 다단터빈이 적용되었다. 정익과 동익의 솔리디티는 0.67~0.75 범위의 값이 적용되었으며 입구에 일정한 질유량과 전압력으로 조정한 후에 터빈의 부하를 변경하면서 탈설계 영역에서의 공력특성을 측정하였다. 본 실험에서는 단 당 최대 2kW/kg/sec의 비출력이 얻어졌으나 단수의 증가에 따라 비출력의 증가폭은 다소 완화되었으며, 토오크의 경우는 단수가 증가되면서 낮은 회전수 영역에서는 토오크의 증가폭이 일정하나 높은 회전수영역에서는 토오크의 증가폭이 둔화되었다. 블레이드의 높이에 비하여 팁간격의 영향이 크므로 터빈의 효율은 낮으나 단 수의 증가에 따라 증가가 가능하다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권2호
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• pp.24-31
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• 2001

본 연구에서 축류형 터빈의 설계기술이 개발되었다. 설계를 위하여 우선적으로 기본형상에 대한 설계가 이루어졌으며 유선곡률법에 의하여 터빈 내부유로에서의 공기 물성치를 계산하였다. 계산된 여러 유로에서의 유동각들을 고려하여 익형의 형상을 설계하기 위한 설계변수들이 설정되었다. 설정된 형상변수로부터 정익은 C4 형상을 사용하여 설계되었으며 동익은 설계변수에 의하여 설계되었다. 정익은 일체형으로 제작되었으며 동익은 입사각의 변경에 따른 실험을 수행하기 위하여 분리형으로 제작하였다. 터빈입구에서의 공기력과 RPM에 따라서 터빈에서의 출력이 얻어졌으며 실험의 결과는 제작된 터빈이 반동터빈임에도 불구하고 입사각이 줄어드는 것에 비례하여 출력이 감소하는 현상을 보여주었으며 설계값에서 입사각이 7.5도 감소함에 따라 5%의 효율 감소가 발생되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권4호
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• pp.10-18
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• 2007

본 연구에 채택된 마이크로터빈은 축류형 터빈으로 2단으로 구성되어져 있으며 로터 유로에서의 평균반경이 8.4 mm이다. 이러한 소형 터빈은 마이크로 동력시스템의 드라이브로 사용되어질 수 있으며 무부하 상태에서 100,000 RPM의 회전속도에 도달한다. 하지만 낮은 부분분사에서 작동하므로 동익과 정익의 익형각에 따라 성능의 변화가 발생되어진다. 따라서 노즐, 정익, 동익의 익형각을 변경하면서 비출력과 총 비토오크를 측정하여 각각의 성능을 분석하였다. 성능실험의 결과에 의하면 동익 익형각의 변화에 따라 총 비토오크가 15%까지 변경되어졌으며 최적의 입사각은 $10.3^{\circ}$ 정도였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권6호
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• pp.21-29
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• 2008

본 연구에서는 부분분사에서 작동하는 소형 축류형 터빈에서, 중요한 설계변수인 노즐에서의 출구유동각과 동익에서의 현절비를 변경하였을 때 발생되는 성능변화에 대하여 실험적인 연구를 수행하였다. 성능시험에 사용된 터빈은 단단으로 구성되며 로터의 평균반경은 35mm였다. 실험에서 최적의 설계변수를 찾기 위하여 세 가지의 현절비와 네 가지의 노즐에서의 출구유동각을 적용하였다. 터빈에서의 전체적인 성능평가를 위하여 총비출력으로 비교하였으며, 부분분사율이 3.4%인 경우에 동익에서의 현절비가 2.18일 때 최고의 성능이 얻어졌다. 이 값은 전분사 시에 적용되는 최적의 현절비에 비하여 74%나 증가한 결과이다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.10-17
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• 2005

축류형 터빈이 부분분사에 의하여 작동하는 경우에 성능을 예측하는 모델을 개발하였다. 부분분사에 의하여 작동하는 터빈에서 발생되어지는 손실을 windage 손실, 확산손실, 혼합손실로 분류하여 각각의 모델을 적용하여 효율을 예측하였으며 실험의 결과와 비교하였다. 타 모델과는 달리 세 가지의 손실을 모두 고려한 본 연구의 결과가 실험결과와 잘 일치하고 있음을 보였으며 부분 분사량을 변경한 경우에도 실험결과와 일치된 결과를 보였다. 본 연구의 예측모델은 부분분사 터빈의 성능을 예측하는데 적용 되어질 뿐만 아니라 높은 예측정확도를 보였다.

• 동력기계공학회지
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• 제5권3호
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• pp.38-47
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• 2001

One stage axial type turbine is designed by mean-line analysis, streamline curvature method and blade design method using shape parameters. Tip and hub diameter of the turbine are 300mm and 206.4mm, respectively. The rotating speed is 1800RPM, and the output power is 1.4kW. The flow coefficient is 1.68 and the reaction factor at mean-line is 0.373. The number of stator and rotor of the turbine are 31 and 41, respectively. Mach number of stator exit flow near hub is 0.164. A test rig is developed for performance test to validate a developed design method. The experimental result shows that the maximum efficiency is obtained on the design point.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권9호
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• pp.898-906
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• 2008

본 연구에 적용된 터빈은 2단으로 구성되며, 첫 번째 단에는 축류형 터빈이 적용되고 두 번째 단에는 반경류형 터빈이 적용되었다. 축류형 터빈에서 동익의 평균반경은 70mm 이며, 반경류형 터빈의 외경은 입구에서 68mm였다. 실험에서 반경류형 터빈의 경우에는 두 개의 다른 형태가 적용되었으며, 최적의 설계변수를 확인하기 위하여 노즐의 각도를 3가지로 변경하면서 실험을 수행하였다. 터빈의 형상에 따른 성능평가를 위하여 총비토오크를 기준으로 비교하였다. 실험의 결과에서 낮은 부분분사에서 작동하면서 고토오크를 얻기 위한 소형터빈의 성능에는 노즐 각도가 가장 중요한 설계변수임을 보여주었다. 부분분사율이 3.4%이면서 노즐의 분사각도가 $75^{\circ}$인 경우에 두 번째 단에 반경류형 터빈을 장착하였을 때 총비토오크는 13%향상하는 결과를 보여주었다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 1997년도 강연회 및 연구개발 발표회 논문집
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• pp.25-36
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• 1997

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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• pp.541-544
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• 2002

The turbine performance test of an axial-type turbine is carried out with various axial gap distances between the stator and rotor. The turbine is operated at the low pressure and speed, and the degree of reaction is 0.373 at the mean radius. The axial-type turbine consists of ons-stage and 3-dimensional blades. The chord length of rotor is 28.2mm and mean diameter of turbine is 257.56mm. The power of turbo-blower for input power is 30kW and mass flow rate is $340m^3/min\;at\;290mmAq$ static-pressure. The RPM and output power are controlled by a dynamometer connected directly to the turbine shaft. The axial gap distances are changed from a quarter to two times of stator axial chord length, and performance curves are obtained with 7 different axial gaps. The efficiency is dropped about $5{\%}$ of its highest value due to the variation of axial gap on the same non-dimensional mass flow rate and RPM, and experimental results show that the optimum axial gap is 1.0-1.5Cx.