터빈 블레이드 통로에서의 3차원 점성유동에 대한 수치해석

윤준원,유정열 대한기계학회 1992 대한기계학회논문집 Vol.16 No.3

본 연구에서는 터빈익렬의 입구유동면에 주어지는 끝벽 경계층유동에 의하여 익렬 내의 유동에서 발생하는 여러 와류들에 의한 2차 유동과 이와 연관된 여러가지 3차원 점성유동 현상 그리고 이에 따른 유동손실을 보다 정확히 예측하기 위한 수치해 석적 연구를 수행하였으며, 이에 필요한 수치해석적 연구를 수행하였으며, 이에 필요 한 수치해석코드를 작성하였다.유동특성에 대하여 상세한 연구결과가 보고되어 있 는 UTRC(United Technologies Research Center) 평면 터빈익렬을 연구대상으로 채택하 여 익렬 내의 3차원 유동특성을 연구하고 계산한 결과를 기존의 결과와 비교 검토하였 다. 강한 2차유동이 존재하는 경우에 발생하는 수치확산을 감소시키기 위하여 대류 항에 대하여 2차 정확도(second-order accuracy)의 선형상류도식(linear upwind sche- me)을 사용하여 일반적으로 널리 사용되는 하이브리드도식(hybrid scheme)에 의한 해 석결과와 비교하였다. 터빈익렬 내의 난류 유동은 익렬의 회전과 유선의 만곡 등에 의한 영향으로 복잡한 유동현상을 나타내지만, 터빈익렬 내의 난류유동 특성에 대한 실험결과가 아직까지는 부족하고 또한 본 연구에서는 평균유동값의 정확한 해석에 중 점을 두었으므로 표준 k-.epsilon. 모델을 사용하였다.

고반동 터빈 익렬에서 부분 슈라우드 평면팁의 팁누설 유동 및 손실

봉선우,이상우 대한기계학회 2023 大韓機械學會論文集B Vol.47 No.7

본 연구에서는 항공기 추진용 고반동 터빈 동익 익렬에서 세 종류의 부분 슈라우드 (익단소익)에 대한 3차원 유동 및 압력손실 분포를 측정하였다. 그 결과 고반동 터빈 익렬에서 w/p (피치에 대한 익단소익 폭의 비)가 증가하면, FC (전면) 익단소익의 압력손실은 지속적으로 감소하였다. FC 익단소익의 뒷전부의 존재는 압력손실에 거의 영향을 주지 않지만, 익단소익 앞전부의 존재는 압력손실을 소폭 감소시켰다. 저반동 터빈 익렬에서는 FC 익단소익에 의한 압력손실 저감이 스퀼러팁에 의한 압력손실 저감보다 더 작은 반면에, 고반동 터빈 익렬에서는 FC 익단소익에 의한 압력손실 저감이 스퀼러팁에 의한 압력손실 저감보다 더 크게 나타났다. 실제 실용 익단소익 폭 범위 (w/p <10%)에서 FC 익단소익의 압력손실 저감 특성은 터빈 익렬의 입구대비출구유속비에 관계없이 거의 일치하였다.

터빈 익렬내부의 3차원 압축성 점성유동장의 수치해석

정희택,백제현 대한기계학회 1992 대한기계학회논문집 Vol.16 No.10

본 연구에서는 3차원 압축성 내부유동해석 코드를 개발하여 터어빈 정익이나 동익 내부의 차원 익렬 유동을 수치적으로 해석하고자 한다. 여기에서 사용된 코드 는 Obyashi의 LU-ADI기법을 이용한 기존의 2차원 익렬 유동해석 코드를 3차원 유동장 으로 학장한 것이고, 난류유동해석에는, Baldwin-Lomax의 박층 대수모델을 3차원으로 확장한 알고리즘을 적용하였다.Kiock등이 실험한 선형 터어빈 익렬 내부의 천음속 유동장에 적용하여 양끝 벽면에 의한 3차원 유동장 특성을 분석하고, 3차원 익렬 유동 코드의 적합성을 검토하였다. A three-dimensional Navier-Stokes code has been developed for analysis of viscous flows through turbomachinery blade rows or other internal passages. The Navier-Stokes equations are written in a cartesian coordinate system, then mapped to a general body-fitted coordinate system. Streamwise viscous terms are neglected and turbulent effects are modeled using the baldwin-Lomax model. Equations are discretized using finite difference method on the stacked C-type grids and solved using LU-ADI decomposition scheme. calculations are made for a two-dimensional cascade in a transonic wind-tunnel to see the infuence of the endwalls. The flow pattern of the three-dimensional flow near the endwall is found to be different from that of the two-dimensional flow due to the existence of the endwalls.

초음속 터번 익렬 앞전 형상 및 노즐-익렬 간격에 따른 유동 특성에 대한 실험적 연구

조종재,김귀순,김진한,정은환,정호경,Cho Jong-Jae,Kim Kui-Soon,Kim Jin-Han,Jeong Eun-Hwan,Jeong Ho-Kyung 한국추진공학회 2005 한국추진공학회지 Vol.9 No.4

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 블레이드 앞전 형상과 노즐-익렬 간극에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다. In this paper, a small supersonic wind tunnel is designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade. The flow is visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersonic cascade with 2-dimensional supersonic nozzle was tested for various blade leading edge shapes and gaps between the nozzle and cascade. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions are observed.

초음속 터빈 익렬 앞전 형상 및 노즐-익렬 간격에 따른 유동 특성에 대한 실험적 연구

조종대,김귀순 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2006 機械技術硏究 Vol.9 No.1

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유통특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계 하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유통을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 블레이드 앞전 형상과 노즐-익렬 간극에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다. In this paper, a small supersonic wind tunnel is designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade. The flow is visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersonic cascade with 2-dimensional supersonic nozzle was tested for various blade leading edge shapes and gaps between the nozzle and cascade. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions are observed.

2차원 직선 정지 익렬에서의 비점성 천이음속유동에 관한 수치적 해석

최인환,이진호,조강래 대한기계학회 1990 대한기계학회논문집 Vol.14 No.5

Time-Marching methods solving Euler equations are used for calculation of two-dimensional, steady, inviscid flow through a stationary compressor cascade. Calculation method is based on the Denton`s opposed difference scheme. A smoothing in the axial direction is used to increase the stability of solution. The computational grid consists of quadrilateral elements, one of which has four nodes at each corner and the grid points on the upper periodic boundaries are located one pitch away from those on the lower boundaries to satisfy the periodicity condition. Results of calculation show good agreement with other computational and experimental results, proving that the present method of calculation should be applied with confidence for the cascade flow with shock wave. 본 연구에서는 Denton이 제시한 개선된 시간진행법을 이용하여 2차원 직선 정 지 익렬의 유동해석 프로그램의 개발을 목적으로 하고 있으며 기존 프로그램의 안정성 과 수렴의 개선에 역점을 두고 진행하였다. 수치계산 결과는 타당성을 입증하기 위 하여 실험결과 및 Braembussche의 특이점법 수치계산 결과와 비교 검토 하였으며 충격 파가 존재하는 천이음속의 유동에 대하여 수치계산을 실시하였다.

초음속 터빈의 축방향 간격비에 따른 유동 특성에 대한 실험적 연구

조종재(Jong-Jae Cho),김귀순(Kui-Soon Kim),정은환(Eun-Hwan Jeong) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.2

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 터빈 설계 인자 중의 하나인 터빈 축 간격비에 따라 실시하였으며 단일경로 슐리렌(Schlieren) 시스템을 이용하여 유동을 가시화하였다. 그리고 다채널 압력측정 시스템을 이용하여 터빈 익렬 내의 정압력과 전압력을 측정하였다. 이러한 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 유동박리, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다. A small supersonic wind tunnel was designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade. The supersonic cascade with a 2-dimensional supersonic nozzle was tested for the axial gap ratio (δ) of the supersonic turbine that is the one of the turbine design parameter. Firstly, the flow was visualized by a single pass Schlieren system. Next, total and static pressure of the cascade were measured by a pressure scanning system. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions, flow characteristics of the supersonic turbine were observed.

부분입사형 초음속 터빈의 노즐과 익렬의 상호작용에 관한 연구

성영식(Young-Sik Seong),한성훈(Seong-Hoon Han),김귀순(Kui-Soon Kim),박창규(Chang-Kyoo Park) 한국추진공학회 2004 한국추진공학회지 Vol.8 No.3

오버행 스퀼러팁 터빈 동익 익렬에서의 팁누설 유동 및 압력손실

봉선우(Seon Woo Bong),홍인환(In Hwan Hong),이상우(Sang Woo Lee) 대한기계학회 2018 大韓機械學會論文集B Vol.42 No.7

본 논문에서는 오버행 스퀼러팁이 설치된 터빈 동익 익렬에서 팁누설 유동 및 압력손실에 대한 연구를 수행하였다. 피치 대비 오버행 스퀼러팁 폭의 비 w/p = 9.9%에 대하여, 스팬 대비 스퀼러 높이비(hst/s)는 0.94%, 1.88%, 3.75%, 5.63% 등으로 변화시키면서 3차원 유동장 측정 실험을 수행하였고, 이때 팁간극 높이의 비는 h/s = 1.0%로 고정하였다. 먼저 유동의 가시화연구를 통해, 오버행 스퀼러팁 내부의 정성적인 유동 특성을 파악하였다. 3차원 유동장 측정 결과, hst/s가 증가할수록 오버행 스퀼러팁의 질량평균전압력손실계수는 거의 선형적으로 증가하는 경향을 보여 주었다. 평면팁의 결과와 비교할 때, 오버행 스퀼러팁의 압력손실은 최대 7.8% 정도 저감되었지만, hst/s = 5.63%에서는 오히려 평면팁에 비해 압력손실이 더 증가하였다. 압력손실 저감 측면에서 뒷전이 개방된 오버행 스퀼러팁의 성능이 밀폐된 오버행 스퀼러팁보다 더 우수하였다. Tip leakage flow and loss over an overhang squealer tip have been investigated in a turbine blade cascade for a tip gap-to-span ratio of h/s = 1.0%. For an overhang width-to-pitch ratio of 9.9%, squealer rim-height-to-span ratio is changed to be hst/s = 0.94%, 1.88%, 3.75%, and 5.63%. The present oil film surface flow visualization provides qualitative flow patterns over the tip surface of the overhang squealer tip. Three-dimensional flow measurements show that the mass-averaged total pressure loss coefficient increases in linear proportion to hst/s. The mass-averaged loss for the overhang squealer tip is lower than that for the plane tip by 7.8% in the case of the lowest squealer rim of hst/s = 0.94% but becomes larger than that for the plane tip in the case of hst/s = 5.63%. In the reduction of tip leakage loss, the overhang squealer tip with trailing edge opening performs better than the overhang squealer tip with trailing edge closure.

압력비에 따른 2차원 초음속 터빈의 유동특성에 대한 실험적 연구

조종재,김귀순,김진한,이은석 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2005 機械技術硏究 Vol.8 No.1

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계 하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유통을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 압력비에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다. In this paper, a small supersonic wind tunnel is designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine. The flow is visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersonic cascade with 2-dimensional supersonic nozzle was tested over a wide range of pressure ratio. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions are observed.