• 제목/요약/키워드: 팁누설유동

검색결과 5건 처리시간 0.023초

압력면익단소익이 터빈 동익 압력면스퀼러팁 하류의 팁누설유동 및 압력손실에 미치는 영향 (Effects of Pressure-Side Winglet at an Elevation of Tip Surface on the Tip-Leakage Flow and Aerodynamic Loss Downstream of a Turbine Blade Equipped with Pressure-Side Squealer Tip)

  • 천주홍;이상우
    • 대한기계학회논문집B
    • /
    • 제40권10호
    • /
    • pp.645-651
    • /
    • 2016
  • 본 연구에서는 압력면익단소익의 폭이 터빈 동익 압력면스퀼러팁 하류의 팁누설유동 및 압력손실에 미치는 영향에 대하여 연구하였다. 팁간극비 h/s = 1.36%에 대하여, 흡입면스퀼러의 높이는 $h_p/s=3.75%$로 일정하게 유지하고, 압력면익단소익의 폭은 w/p = 2.64%, 5.28%, 7.92%, 10.55% 등으로 변화시키면서 실험을 수행하였다. 일반적으로 압력면익단소익의 폭이 증가할수록, 통로와류 영역에서의 압력손실은 감소하였지만 팁누설유동 영역에서는 압력손실이 오히려 증가하였다. 그 결과 익단소익의 폭이 증가할수록, 질량평균 압력손실은 매우 소폭 감소하는 경향을 보였다. 본 연구 결과, 압력면스퀼러팁에 설치된 압력면익단소익은 압력손실 저감에 거의 기여를 하지 못함을 확인할 수 있었다.

압력면윙렛/흡입면스퀼러형 터빈 동익 팁누설영역에서의 3차원유동 및 압력손실 (Three-Dimensional Flow and Aerodynamic Loss in the Tip-Leakage Flow Region of a Turbine Blade with Pressure-Side Winglet and Suction-Side Squealer)

  • 천주홍;강동범;이상우
    • 대한기계학회논문집B
    • /
    • 제38권5호
    • /
    • pp.399-406
    • /
    • 2014
  • 본 연구에서는 압력면윙렛/흡입면스퀼러형 터빈 동익 팁에 대하여 익렬 하류에서 3차원 유동 및 압력손실을 측정하였다. 팁간극비 h/s = 1.36%에 대하여, 흡입면스퀼러의 높이는 $h_s/s$ = 3.75%로 일정하게 유지하고, 압력면윙렛의 폭은 w/p = 2.64%, 5.28%, 7.92%, 10.55% 등으로 변화시키면서 실험을 수행하였다. 그 결과, 본 연구의 팁은 평면팁 대비 통로와류 영역에서 압력손실의 저감 효과가 매우 뛰어났지만, 팁누설와류 영역에서는 오히려 압력손실을 크게 증가시켰다. 본 연구의 질량평균 압력손실은 평면팁에 비해 크게 낮았지만, 전면스퀼러팁보다는 더 크게 나타났다. 압력면윙렛의 폭이 증가할수록 질량평균 압력손실은 감소하는 경향을 보였다.

팁간극 영역에서의 동익 표면 열부하 측정 (Measurement of Thermal Load in the Tip-Clearance Region of a Rotor Surface)

  • 이상우;권혁구;박진재
    • 대한기계학회:학술대회논문집
    • /
    • 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
    • /
    • pp.187-192
    • /
    • 2003
  • The heat (mass) transfer characteristics in the tip-leakage flow region of a high-turning first-stage turbine rotor blade has been investigated by employing the naphthalene sublimation technique. The heat transfer data in the tip-leakage flow area for the tip clearance-to-span ratio, h/s, of 2.0% are compared with those in endwall three-dimensional flow region without tip clearance (h/s = 0.0 %). The result shows that the thermal load in the tip-leakage flow region for h/s = 2.0% is more severe than that in the endwall flow region for h/s = 0.0%. The thermal loads even at the leading and trailing edges for h/s = 2.0% are found larger than those for h/s = 0.0%. The tip-leakage flow results in heat transfer augmentations near the tip on both pressure and suction sides in comparison with the mid-span results.

  • PDF

회전각이 큰 터빈 동익 누설유동 영역에서의 열(물질)전달 특성 (Heat(Mass) Transfer Characteristics in the Tip-Leakage Flow Region of a High-Turning Turbine Rotor Blade)

  • 이상우;권현구
    • 대한기계학회논문집B
    • /
    • 제28권5호
    • /
    • pp.535-544
    • /
    • 2004
  • The heat (mass) transfer characteristics in the tip-leakage flow region of a high-turning first-stage turbine rotor blade has been investigated by employing the naphthalene sublimation technique. The heat transfer data in the tip-leakage flow area for the tip clearance-to-span ratio, h/s, of 2.0% are compared with those in endwall three-dimensional flow region without tip clearance (h/s : 0.0 %). The result shows that the thermal load in the tip-leakage flow region for h/s = 2.0% is more severe than that in the endwall flow region for h/s : 0.0%. The thermal loads even at the leading and trailing edges for h/s = 2.0% are found larger than those for h/s = 0.0%. The tip-leakage flow results in heat transfer augmentations near the tip on both pressure and suction sides in comparison with the mid-span results.

입사각이 터빈 동익 팁누설유동 영역에서의 압력손실에 미치는 영향 (Effects of Incidence on Aerodynamic Losses in the Tip-Leakage Flow Region of a High-Turning Turbine Rotor Blade)

  • 채병주;이상우
    • 한국유체기계학회 논문집
    • /
    • 제13권2호
    • /
    • pp.41-47
    • /
    • 2010
  • The effect of incidence angle on the three-dimensional flow and aerodynamic loss in the tip leakage flow region downstream of a turbine rotor cascade has been investigated for two tip gap-to-chord ratios of h/c=0.0% (no tip gap) and 2.0%. The incidence angle is changed to be $i=-10^{\circ}$, $0^{\circ}$, and $5^{\circ}$. The results show that for $i=5^{\circ}$, secondary flows including the passage vortex are intensified noticeably, and there is a strong interaction between the passage and tip leakage vortices. For $i=-10^{\circ}$, however, the passage vortex is weakened significantly, so that there exists only a strong leakage-jet-like secondary flows near the casing wall. For h/c=0.0% and 2.0%, aerodynamic loss tends to increase with increasing i from $-10^{\circ}$ to $5^{\circ}$. A small increment of i in its positive incidence range results in a remarkable aerodynamic loss increase, while increasing i in the negative incidence range leads to a small change in the aerodynamic loss generation.