• 한국산학기술학회논문지
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• 제19권9호
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• pp.69-76
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• 2018

본 연구에서는 가스터빈 블레이드의 필름 냉각에서 45도 리브가 있는 냉각채널의 필름 홀 위치가 블레이드의 표면냉각 성능에 미치는 영향을 전산유체해석 기법을 통하여 분석하였다. 또한 냉각채널의 리브 유무의 영향을 동일 분사율에 대해서 고찰하였다. 수치해석 도메인은 3차원으로 구성하였고 상용코드(Fluent ver. 17.0)를 사용하여 정상상태 조건 하에서 수치해석을 진행하였다. 그 결과를 바탕으로 블레이드 표면에서의 냉각효율, 유속, 유선, 압력 계수를 비교 분석하였고 홀 위치의 변화가 리브 구조에 의해 유발되는 이차 유동의 토출에 미치는 영향을 고찰하였다. 수치해석 결과로부터 리브가 설치되어 있는 경우 냉각채널의 내부유동은 상부에서 반시계 방향 및 하부에서 시계 방향의 와류쌍을 형성하는 것을 확인할 수 있었다. 리브가 있는 채널의 경우 리브에 의하여 발생한 와류유동이 홀 출구 부근에서 더 높은 압력 차이를 유발하여 리브가 없는 경우보다 최소 12% 이상의 높은 냉각 효율을 나타냈다. 또한 리브가 있는 채널 중에서 홀이 좌측에 위치한 경우(Rib-Left) 리브에 의하여 발생한 이차 유동이 홀 부근의 벽면에 부딪혀 홀 경사각 방향으로의 유동이 형성되는 것을 확인하였다. 블레이드 표면으로 토출된 냉각기체가 주 유동 경계층 내부에서 머무는 영역이 다른 케이스에 비하여 넓기 때문인 것으로 사료된다. 또한 이 경우 홀 출구 부근에서 가장 큰 압력 계수 차이를 나타내었고 이로 인하여 냉각기체의 토출이 촉진되어 냉각효율이 다소 증가하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권10호
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• pp.966-978
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• 2011

분출냉각은 높은 압력과 온도의 가혹한 환경에서 운용되는 고성능 액체로켓과 공기흡입엔진을 위한 가장 효과적인 냉각방법이다. 분출냉각이 적용되는 경우, 연소기 라이너와 터빈 블레이드/베인은 다공질 벽면을 통과하는 냉각재(공기 또는 연료)뿐만 아니라 차단막으로 작용하는 벽면을 빠져나온 냉각재에 의해 냉각된다. 이러한 냉각기술의 실용화는 가용한 다공질 재료의 부재로 인해 제한을 받아왔다. 그러나 금속결합 기술의 발전으로 확산접합과 식각된 얇은 금속판으로 제작한 Lamilloy$^{(R)}$와 같은 다층 기공 구조물이 개발되었다. 그리고 또한 경량 세라믹 매트릭스 복합재료가 개발됨에 따라 분출냉각은 근래 고성능 엔진 냉각을 위한 유망 기술로 여겨지고 있다. 본 논문에서는 분출냉각의 최근 연구동향 및 가스터빈, 액체로켓 및 극초음속 비행체 엔진에 이의 적용사례를 고찰하였다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2002년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.298-303
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• 2002

Dispersion of coolant jets in a film cooling flow field is the result of a highly complex interaction between the film cooling jets and the mainstream. In order to investigate the effect of blowing ratios on the film cooling of turbine blade, cylindrical body model was used. Mainstream Reynolds number based on the cylinder diameter was $7.1{\times}10^4$. The effect of coolant flow rates was studied for blowing ratios of 0.7, 0.9, 1.2 and 1.5, respectively. The temperature distribution of the cylindrical model surface is visualized by infrared thermography (IRT). Results show that the film-cooling performance could be significantly improved by the shaped injection holes. For higher blowing ratio, the spanwise-diffused injection holes are better due to the lower momentum flux away from the wall plane at the hole exit.

• 대한기계학회논문집B
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• 제26권9호
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• pp.1249-1259
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• 2002

The present study investigates the convective heat/mass transfer inside a cooling passage of rotating gas-turbine blades. The rotating duct has various configurations made of ribs with 70。 attack angle, which are attached on leading and trailing surfaces. A naphthalene sublimation technique is employed to determine detailed local heat transfer coefficients using the heat and mass transfer analogy. The present experiments employ two-surface heating conditions in the rotating duct because the surfaces, exposed to hot gas stream, are pressure and suction side surfaces in the middle passages of an actual gas-turbine blade. In the stationary conditions, the parallel rib arrangement presents higher heat/mass transfer characteristics in the first pass, however, these characteristics disappear in the second pass due to the turning effects. In the rotating conditions, the cross rib present less heat/mass transfer discrepancy between the leading and the trailing surfaces in the first pass. In the second pass, the heat/mass transfer characteristics are much more complex due to the combined effects of the angled ribs, the sharp fuming and the rotation.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2001년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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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.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2006년도 추계학술대회 논문집
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• pp.623-624
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• 2006

• 한국정밀공학회지
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• 제27권12호
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• pp.99-106
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• 2010

Gas turbines operation for power generation increased rapidly since 1990 due to the high efficiency in combined cycle, relatively low construction cost and low emission. But the operation and maintenance cost for gas turbine is high because the expensive superalloy hot gas path parts should be repaired and replaced periodically This study analyzed the initiation and propagation of the crack at the gas turbine blades which are coated with MCrAIY as a bond coat and TBC as a top coat. The sample blades had been serviced at the actual gas turbines for power generation. Total 7 sets of blades were analyzed and they have different EOH(equivalent operation hour). Blades were sectioned and the cracking distribution were measured and analyzed utilizing SEM(scanning electron microscope) and optical microscope. The blades which had 52,000 EOH of operation had cracks at the substrate and the maximum depth was 0.2 mm. Most of the cracks initiated at the boundary layer between TBC and bond coat and propagated down to the bond coat. Once bond coat is cracked, the base metal is exposed to the oxidation condition and undergoes notch effect. Under this environment, the crack branched at the inter-diffusion layer and propagated to the substrate. Critical cracks affecting the blade life were analyzed as those on suction side and platform.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.648-651
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• 2008

Numerical calculations are performed to simulate the film cooling effect of turbine blade tip with squealer rim. Because of high temperature of inside rim, squealer rim is damaged easily. Therefore many various cooling systems were used. The calculations are based on 100,000 Reynolds number in linear cascade model. A blade has 2% tip clearance and 8.4% rim height. The axial chord length and turning angle is 237mm, 126$^{\circ}$. Numerical calculations are performed without and with film cooling. In a film cooling in the cavity, hot spots of cavity were cooled effectively. However hot spots of suction side rim still remains. The CFD results show that the circulation flow in cavity of squealer tip affects the temperature rise of squealer rim. To maintain the blade integrity and avoid the excessive hot spot of blade, rearrangement of cooling hole is needed.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제6권3호
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• pp.21-27
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• 2003

Dispersion of coolant jets in a film cooling flow field is the result of a highly complex interaction between the film cooling jets and the mainstream. In order to investigate the effect of blowing ratios on the film cooling of a turbine blade, cylindrical body model is used. Mainstream Reynolds number based on the cylinder diameter is $7.1{\times}10^4$. The effects of coolant flow rates are studied for blowing ratios of 0.7, 1.0, 1.3 and 1.7, respectively. The temperature distribution of the cylindrical model surface is visualized with infrared thermography (IRT). Results show that the film cooling performance could be significantly improved by the shaped injection holes. For higher blowing ratio, the spanwise-diffused injection holes are better due to the lower momentum flux away from the wall plane at the hole exit.

• 대한기계학회논문집B
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• 제35권9호
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• pp.903-913
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• 2011

본 연구에서는 가스터빈 블레이드의 냉각을 위해 사용되는 막냉각 홀을 대상으로 다양한 형상변수들이 막냉각 효율에 미치는 영향을 평가하기 위한 수치적 연구를 수행하였다. 삼차원 압축성 Reynolds-averaged Navier-Stokes 해석을 수행하였으며, 난류모델로는 shear stress transport 모델이 사용되었다. 해석을 통해 홀의 형상, 측면 방향 분사각, 홀의 주기 및 분사율이 막냉각 효율에 미치는 영향이 평가되었다. 해석결과, 원통형홀의 경우 측면 방향 분사각이 존재할 때 월등히 향상된 막냉각 효율을 보여주었으며, 홴형상 홀의 경우 측면 방향 분사각이 $20^{\circ}{\sim}30^{\circ}$일 때 가장 높은 막냉각 효율을 보여주었다. 또한 홀의 주기의 변화에 따른 성능평가 결과 높은 분사율일 때가 낮은 분사율의 경우보다 홀의 주기에 의존하는 경향을 보였다.