• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.94-97
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• 2008

부분 흡입형 터빈의 표면 가스온도 분포 해석은 유동장 내부가 3차원의 매우 복잡한 유동장을 구성하기 때문에 실제 해석상 많은 시간이 소요된다. 파이로 시동기는 입사각 $18^{\circ}$로 설치되어 있으며, 105개의 충동형 터빈 블레이드로 구성되어 있다. 다양한 파이로 시동기 압력 변화에 대하여 터빈 블레이드의 표면 가스온도 분포 해석이 이루어 졌으며, Round형의 터빈 블레이드는 1423K의 온도와 7.2MPa의 압력 조건에서 16000rpm까지 회전하게 된다. 파이로 시동기의 압력과 터빈 블레이드의 회전수가 증가함에 따라 터빈 블레이드의 표면 가스 온도는 하강하게 되며, 파이로 시동기 압력이 5.75MPa 이고 회전수가 12100rpm의 보다 증가함에 따라 터빈 블레이드로 입구의 유동장에는 균일한 표면 가스 온도가 유입되는 것을 확인 할 수 있었다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제39권11호
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• pp.1145-1151
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• 2015

항공기 및 엔진의 성능 극대화와 운용 유지비 최소화로 인하여 고압터빈 구성품은 점점 더 가혹한 환경에서 장시간 운용을 요구 받고 있다. 이를 해결하기 위해 냉각 극대화, 재료의 고급화, 코팅 기술 적용 등과 함께 재료 모델링, 유한요소해석, 통계적 기법 등의 수치적 해석 방법이 광범위하게 활용되고 있다. 본 연구에서는 일방향 응고 재료의 1 단 고압터빈 노즐의 운용 환경인 터빈 노즐 입구온도분포와 장착조건의 변화에 따른 노즐의 구조 건전성을 저주기 피로 수명을 통해 평가하고 가장 유리한 조건을 모색하고자 한다. 이를 위해 냉각 설계에 의한 노즐의 금속 온도 분포는 복합 열전달 해석을 통해 얻으며, 이를 근거로 탄소성 해석을 수행하고 그 결과를 기초로 저주기 피로 수명을 평가하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제37권1호
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• pp.1-7
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• 2013

본 연구는 보조동력장치에 적용되는 구심터빈의 공력성능시험을 한국항공우주연구원의 고온 터빈 시험리그에서 수행한 결과이다. 리그시험을 위하여 터빈의 형상은 동일하되 팽창비, 마하수 및 유량계수는 실제 엔진과 동일한 값이 되도록 상사법칙을 적용하여 시험하였다. 설계 팽창비는 3.096이며, 상사된 설계회전수는 34909 rpm이고 상사된 터빈 입구온도는 $160^{\circ}C$이다. 터빈의 입구에는 익형 형상의 노즐이 설치되었으며 터빈 휠의 직경은 175.74mm이다. 시험을 통하여 터빈의 성능지도가 생성되었으며 터빈 입구에서의 상세 유동이 측정되었다. 노즐의 허브면에서 측정한 압력과 노즐의 쉬라우드 면과 터빈 휠 케이싱에서 측정한 압력 분포를 볼 때 터빈 내부에서의 팽창과정이 적절함을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권3호
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• pp.49-55
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• 2017

가스터빈엔진의 성능시험을 위한 엔진 입구덕트를 1D 기법으로 Sizing 하였으며, 압축기 입구유동측정면(AIP, Aerodynamic interface plane)에서 경계층 두께를 최소화하고, 코어부 마하수분포가 균일하도록 설계하였다. 노즈콘 형상은 Haack-series 모델을 적용하고, 덕트 안쪽과 바깥쪽 면적변화율이 동일하도록 입구덕트 채널 바깥반경($r_o$)를 결정하여 설계목적을 구현하고자 하였으며, 이러한 형상이 설계목표에 부합하는지 확인하기 위하여 CFD를 수행하였다. AIP면에서 정압력분포는 최대값과 최소값 차이가 0.16% 이었으며, 마하수분포에서 경계층은 덕트반경 길의 2% 이내로 설계목표를 만족하였다. 이때 균일유동 코어부는 채널높이의 95% 이상이었다. 또한 입구유동의 전온도를 측정하기 위한 키엘 전 온도레이크 위치는 온도 회복계수가 최대화 되도록 마하수가 0.1 이하 지역인 노즈콘 전방 100 mm 이내이어야 함을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제41권11호
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• pp.699-707
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• 2017

본 연구에서는 아홉 종류의 작동유체를 고려하여 저온 열원으로 구동되는 아임계 및 초월임계 유기 랭킨 사이클의 열역학적 성능 특성을 비교 해석한다. 터빈입구압력, 열원온도 및 작동유체가 열교환기 내 온도분포와 핀치포인트, 작동유체의 유량, 시스템 출력 및 열효율 등 시스템의 성능에 미치는 영향을 분석한다. 해석 결과는 작동유체의 압력이 아임계 영역에서 초임계 영역으로 높아지면 열교환기에서 열원과 작동유체 사이의 온도 불균일 정도가 감소하면서 시스템 출력이나 열효율 등은 증가하나 시스템의 단위출력당 터빈 크기는 작아짐을 보여준다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제24권10호
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• pp.1294-1299
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• 2000

The combustion characteristics have been investigated to develop the 50 kW-class gas turbine combustor. The combustor design program was developed and applied to design this combustor. The combustion air which has the temperature of 45, 200, $300^{\circ}C$ were supplied to combustor for elucidating the effect of inlet air temperature on CO, NOx emissions and flame temperature. The exit temperature and NO were increased and CO was decreased with increasing inlet air temperature. Also, the effect of equivalence ratio was considered to verify the combustor performance. The emissions of CO and NO with inlet air temperature can be analyzed qualitatively by measuring the temperature inside the combustor. The combustion performance with fuel schedule was evaluated to get the informations of the starting and part loading process of gas turbine. The combustion was stable above the equivalence ratio of 0.18. The pattern factor which is the important parameter of combustor performance was satisfied with the design criterion. Consequently the combustor was proved to meet the performance goal required for the target gas turbine system.