초음속 주유동 환경에서의 막냉각 특성 시험 연구

김만식(Manshik Kim),이동민(Dong Min Lee) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.4

본 연구에서는 초음속 주유동 환경에서의 막냉각 특성에 대해 적외선 열상법을 적용한 시험을 수행하였다. 막냉각 시험은 수축형 막냉각 노즐을 갖는 쐐기형 막냉각 시편을 이용해 마하수 3.0, 단위 길이 당 레이놀즈수 42.53×10<SUP>6</SUP> 와 69.35×10<SUP>6</SUP> 인 조건을 구현한 자유-제트 시험 설비에서 수행하였다. 모사 탐색창에 해당하는 PEEK의 표면 온도를 계측하여 막냉각 효율을 산출하였고 받음각 및 분사율이 막냉각 효율에 미치는 영향을 분석하였다. 막냉각을 적용하지 않는 경우와 비교할 때, 막냉각을 적용할 경우 측정된 PEEK의 표면 온도가 크게 감소하였다. 막냉각의 유용성은 시간에 따른 PEEK의 표면 온도로부터 산출한 열유속 특성으로도 확인할 수 있다. 분사율이 증가할수록 보호되는 PEEK의 영역이 주유동과 막냉각 유동의 흐름 방향으로 확장되었다. In this paper, film cooling characteristics at supersonic free stream conditions were examined experimentally by applying an IR-thermography. Film cooling experiments were carried out in a free-jet facility at Mach number of 3.0 and with unit Reynolds number of 42.53×10<SUP>6</SUP> and 69.35×10<SUP>6</SUP> using wedge shaped film cooling model which has a converging film cooling nozzle. Film cooling efficiency was calculated by measuring the surface temperature of PEEK(Polyether Ether Ketone) and the effects of angle of attack and blowing ratios on the film cooling efficiency were examined. The measured wall temperature was significantly reduced by the film cooling flow compared with the results without the film cooling flow. The usefulness of film cooling was also confirmed by the surface heat flux calculated using the surface temperature history of PEEK. As the blowing ratio increases the protected area of PEEK was also expanded along the direction of free stream and film cooling flow.

막냉각 홀의 형상에 따른 터빈 블레이드 끝벽에서의 막냉각 효율 측정

김석민(Seokmin Kim),이동은(Dong-Eun Lee),정희윤(Heeyoon Chung),강영석(Young Seok Kang),이동호(Dong-Ho Rhee) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.5

현대의 가스터빈 엔진은 작동온도를 증가시켜 엔진의 효율을 높이기 위해 다양한 연구가 수행되어왔다. 이에 가스터빈 엔진에 적합한 냉각기술의 필요성이 나타났다. 막냉각 기술은 가스터빈에 적용되는 대표적인 냉각기술 중 하나로 본 연구에서는 터빈 블레이드 끝벽에 여러 형태의 막냉각 홀을 가공 후 막냉각 효율을 측정하였다. 막냉각 홀의 형상으로는 기본형상 막냉각 홀과 최적 확장형 홀, 그리고 단차구조를 가공한 홀에 대해 실험을 수행했으며, 막냉각 효율의 측정 방법으로는 압력감응페인트를 이용하였다. 실험 결과 기본형상에 비해 다른 막냉각 홀 형상들이 터빈 블레이드 끝벽에서 더욱 개선된 냉각 효율을 보여주었다. For enhancing the efficiency of the gas turbine engine by increasing the turbine inlet temperature, various researches have been conducted. Therefore, the need for cooling technology suitable for gas turbine engines appeared. One of the representative cooling technologies applied to gas turbine is film cooling. In this study, film cooling effectiveness was measured on the endwall of turbine blade with various types of film cooling holes. Experiments were conducted with baseline fan-shaped film cooling hole, optimal fan-shaped hole and baseline with staircase geometry. Cooling Effectiveness measurement was used by Pressure Sensitive Paint (PSP). As a result, improved film cooling holes show more increased cooling effectiveness compared to the baseline film cooling hole.

막냉각 홀의 측면 방향 분사각, 확장각 및 주기가 막냉각 효율에 미치는 영향

김선민(Sun-min Kim),이기돈(Ki-Don Lee),김광용(Kwang-Yong Kim) 대한기계학회 2011 大韓機械學會論文集B Vol.35 No.9

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, 원통형 홀의 경우 측면 방향 분사각이 존재할 때 월등히 향상된 막냉각 효율을 보여주었으며, 홴형상 홀의 경우 측면 방향 분사각이 20°~30°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. A numerical study is carried out to analyze the steady three-dimensional turbulent flow through cylindrical and fan-shaped holes and the film cooling of these holes at low and high blowing ratios. Compressible Reynoldsaveraged Navier-Stokes equations and the energy equation are solved using a finite-volume-based solver, and a shearstress transport model is used as the turbulence closure. The effects of the compound angle, pitch to diameter ratio, and lateral expansion angle of the hole on the film-cooling effectiveness are evaluated by the film-cooling effectiveness. It is observed that the compound angle of the hole enhances the film performance for the cylindrical hole, and a small hole pitch induces interactions between the coolants from the adjacent holes, thus reducing the film-cooling performance.

초음속 막냉각 유동에서 분사 노즐 형상이 냉각성능에 미치는 영향에 관한 수치해석적 연구

김상민(Sang-Min Kim) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.8

본 연구에서는 수치해석 모델을 기반으로 초음속 막냉각 유동에서 분사 노즐 형상이 냉각성능에 미치는 영향을 분석한다. 노즐의 형상 변수로는 막냉각 노즐의 상부벽면 내외부 경사각과 노즐 팁 두께가 고려된다. 해석결과를 통해서, 노즐 상부벽면의 내부경사각이 증가할수록 유량은 감소하지만 유량감소율 대비 막냉각효과 감소는 상대적으로 적음을 확인 할 수 있다. 그리고 노즐 상부벽면의 외부경사각과 노즐 팁 두께는 대체적으로 크기가 증가할수록 막냉각 성능을 감소시키지만, 충격파와 막냉각 유동의 간섭이 발생하는 국부적인 영역에서는 냉각성능을 향상시킨다. 이와 같은 해석은 상용소프트웨어인 ANSYS Fluent V15.0을 활용하며, CFD 해석모델은 선행연구의 실험결과와 비교를 통하여 검증된다. In this study, the effect of injection nozzle shape on the supersonic film cooling performance is analyzed using CFD. The design parameters are inside and outside angles of upper plate of nozzle and nozzle tip thickness. It is observed that the mass flow rate of film cooling decreases with increase of inside angle, while the effect of the change of mass flow rate on the film cooling effectiveness is relatively small. In addition, cooling performance is generally reduced, except ahead of the local region where shock wave interaction with film cooling occurs, in accordance with the growth of the outside angle and tip thickness. In this paper, the CFD simulation is performed using a commercial software, ANSYS Fluent V15.0, and the CFD model is validated by comparing it with the experimental data shown in preceding research.

다양한 막냉각 홀 형상에 대한 막냉각 효율의 수치해석

김선민(S.M. Kim),이기돈(K.D. Lee),김광용(K.Y. Kim) 한국전산유체공학회 2011 한국전산유체공학회지 Vol.16 No.4

In order to protect the turbine blade from working fluid of high temperature, many cooling techniques such as internal convection cooling, film cooling, impinging jet cooling and thermal barrier coating have been developed. With all other things, film-cooling has been widely used as the important alternative. In the present work, numerical analysis has been performed to investigate and to compare the film-cooling performance of various film-cooling hole schemes such as cylindrical, crescent, louver, and dumbbell holes. To analyze the turbulent flow and the film-cooling mechanism, three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes analysis has been performed with shear stress transport turbulence model. The validation of numerical results has been assessed in comparison with experimental data. The characteristics of fluid flow and the film-cooling performance for each shaped hole have been investigated and evaluated in terms of centerline, laterally averaged and spatially averaged film-cooling effectivenesses. Among the film cooling holes, the dumbbell shaped hole shows better film-cooling effectiveness than the other shaped holes. And the louver and cylindrical shaped hole show the worst film cooling performance, and concentrated flows on near the centerline only.

이차유동의 방향이 막냉각 효율에 미치는 영향

박세진(Sehjin Park),최석민(Seok Min Choi),손호성(Ho-seong Sohn),정희윤(Heeyoon Chung),조형희(Hyung Hee Cho) 대한기계학회 2013 大韓機械學會論文集B Vol.37 No.7

막냉각에 관한 많은 연구들은 주유동과 이차유로가 평행한 형태로 연구가 이루어졌다. 하지만 실제 터빈 블레이드에서 이차유로의 방향은 일반적으로 주유동의 방향에 수직한 형태이다. 그래서 본 연구에서는 이차유동의 방향이 이중분사 막냉각의 효율에 미치는 영향을 수치해석을 통해 알아보고자 한다. 분사율은 1, 2이고 횡방향 분사각은 22.5°이다. 분사율이 1일 때 평행 형상에서는 안티키드니 와류가 잘 형성되어 막냉각 효율이 수직 형상의 경우보다 더 높다. 반면에 분사율이 2일 때 수직 형상의 막냉각 효율은 평행 형상보다 향상되었다. 많은 유량의 제트가 서로 반대 방향으로 분사되기 때문에 두 형상 모두 막냉각 효율이 높게 나타난다. 하지만 안티키드니 와류의 영향은 다른 분사율보다 상대적으로 작다. Several studies of film cooling were accomplished with a secondary flow channel parallel to the main flow. In real turbine blades, however, the direction of the secondary flow channel is generally normal to the main flow. Thus, this study performs a numerical analysis to investigate the effects of the direction of secondary flow on the effectiveness of double-jet film cooling. The blowing ratio is 1 and 2, and the lateral injection angle is 22.5°. The parallel channel case creates a well-developed anti-kidney vortex with a blowing ratio of 1, and the laterally averaged film cooling effectiveness of the parallel channel is enhanced compared to the normal channel. The normal channel shows higher performance with a blowing ratio of 2. Both cases show high film cooling effectiveness. These phenomena can be attributed to a high blowing ratio and flow rate rather than an anti-kidney vortex.

냉각 유체의 유량변동을 고려한 고압터빈 노즐 압력면 막냉각 홀 배열의 강건 최적설계

이상아,이동호,이관중 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 연구에서는 항공기용 가스터빈엔진의 고압터빈 냉각성능 향상을 위한 막냉각 홀 배열 강건 최적화를 수행하였다. 이를 위해 2개의 막냉각 홀 열을 9개의 변수로 정의하였고 냉각 유체의 유량변동에도 강건한 형상을 얻기 위해 각각의 내부유로로 공급되는 냉각유체의 유량을 확률변수로 정의하였다. 3차원 유동 및 열전달 해석은 정상 압축성 RANS 방정식을 이용하였으며, 확률 평가 및 최적화 기법으로는 크리깅 근사모델과 몬테카를로 시뮬레이션 및 유전 알고리즘을 사용하였다. 노즐 압력면의 온도의 평균과 변동을 최소화하는 다목적 최적화 문제로 수행되었으며, 그 결과 온도의 평균은 최대 약 7.9%, 온도 변동의 편차는 최대 약 88.2%까지 줄일 수 있는 냉각유량변동에 강건하면서도 향상된 성능의 막냉각 홀 배열 형상을 도출하였다. In the present work, robust design optimization of film-cooling hole array at the pressure side of high pressure turbine nozzle was conducted. To do this, 2 rows of film cooling holes were parameterized by 9 design variables and mass flow rate of cooling air supplied to each internal cooling passage were defined as uncertainties. 3-dimensional compressible RANS equations were used for flow analysis and measuring heat transfer at the nozzle surface. For probabilistic approach and optimization, Monte Carlo Simulation with Kriging surrogate model, and Genetic algorithm were used. as a result, average wall temperature was decreased about 7.9% and variance of the wall temperature was decreases about 88.2%.

막냉각 모델을 이용한 재생냉각 연소기 성능/냉각 해석

김성구(Seong-Ku Kim),조미옥(Miok Joh),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

막냉각은 재생냉각채널을 통과하는 추진제의 일부를 연소실 벽면으로 선회 분사하여 연료 과잉 혼합층을 형성함으로서, 벽면 열유속을 감소시키는 효과적인 냉각 방식이다. 본 연구에서는 초임계 압력 조건하에서 분사되는 케로신 막냉각이 재생냉각 연소기 내부의 연소와 냉각 특성에 미치는 영향을 정량적으로 예측할 수 있는 해석모델을 개발하였으며, 실제 연소기 시제품에 대한 연소시험 결과와 비교하였다. 지속적인 모델의 개선을 통해 향후 냉각설계안에 따른 성능, 냉각, 압력손실, 그리고 무게 등과 같은 상반된 요구조건을 종합적으로 비교/분석하는 설계도구로 활용될 것으로 기대된다. Film cooling technique has been applied to effectively reduce thermal load on liquid rocket combustion chambers by direct injection of a portion of propellant, which flows through the regeneratively cooling channels, into the chamber wall. This study developed a comprehensive model to quantitatively predict the effects of kerosene film cooling on propulsive performance and wall cooling at supercritical pressure conditions, and assessed the predictive capability against hot-firing tests of an actual combustor. The present model is expected to be utilized as a design and analysis tool to meet the conflicting requirements in terms of performance, cooling, pressure loss and weight.

주행하는 고온 강재의 상하부 동시 냉각 과정 수치해석

권면재(Myeon Jae Kwon),박일석(Il Seouk Park) 대한기계학회 2014 大韓機械學會論文集B Vol.38 No.12

열간 압연을 거친 800℃ 이상의 고온 철강 판재는 일반적으로 다중 봉상 수분류(multiple circular water jets)에 의해서 급속 냉각된다. 이 과정은 소재의 온도가 냉각수의 끓는점보다 훨씬 높기 때문에 소재 표면과 냉각수 사이에 막비등 열전달 현상이 발생하며 소재 표면에 매우 얇은 증기층이 형성되며, 이 증기층은 소재와 냉각수의 열교환을 방해하는 중요한 열저항으로 작용한다. 본 문제에는 비등 열전달 이외에도 소재 표면에 쌓이는 체류수의 자유표면 유동, 소재의 고속 주행 등 복잡한 물리현상들이 복합적으로 작용하고 있다. 본 논문에서는 이 모든 물리현상들을 동시에 고려할 수 있는 해석 절차를 적용하여 일정한 속도로 주행하는 고온 철강 판재의 상하부 동시 냉각 과정을 3 차원 수치해석 하였으며, 소재 상부 및 하부 면의 냉각 특성을 비교하였다. After hot rolling, a high-temperature steel plate with a temperature higher than 800°C is rapidly cooled by multiple circular water jets. In this cooling process, because the temperature of the steel plate is much higher than the boiling point of the cooling water, film-boiling heat transfer occurs and a very thin steam layer forms between the plate surface and the cooling water. The steam layer acts as a thermal resistance that prevents heat transfer between the cooling water and the steel plate. In addition to the film-boiling heat transfer, complex physical phenomena such as the free-surface flow of residual water that accumulated on the material and the material"s high-speed motion also occur in the cooling process. In this study, the simultaneous cooling process of the upper and lower sides of a running hot steel strip is investigated using a three-dimensional numerical model and the cooling performances and characteristics of the upper-side cooling and lower-side cooling are compared.

막 냉각 홀의 복합각도에 따른 유동 특성 및 냉각 효율 변화에 관한 실험적 연구

최제문(Jaemun Choi),박희성(Heesung Park) 대한기계학회 2022 大韓機械學會論文集B Vol.46 No.4

막 냉각 기술에 사용되는 원통형 홀의 유동 특성과 냉각 효율을 비교 분석하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 유동 레이저 가시화 및 열화상 기술을 사용해 저속 풍동에서 복합각도에 대해 0.3~2까지의 분사비로 유동 및 열특성을 측정하였다. 중심선과 스팬 방향에 대한 냉각 효율은 복합각도 0°에서 분사비가 0.3일 때 가장 높았다. 반면 면적에 대한 평균 냉각 효율은 오히려 복합각도 90°와 180°의 모든 분사비에서 0°에 비해 높았다. 분사비가 2일 때 복합각도 90°와 180°의 경우 0°보다 면적 평균 막 냉각효율이 171% 향상되었다. 결과적으로 원통형 형상의 유동 가시화 특성과 그에 따른 냉각 효율 분석을 통해 복합각도의 변화가 막 냉각 효율에 영향을 미치는 것을 알 수 있다. An experimental investigation is conducted to analyze the flow characteristics and cooling effectiveness of cylindrical holes used in film cooling technology. Five blowing ratios from 0.3 to 2 are selected in this study using flow laser visualization and thermal imaging techniques. The cooling effectiveness at the centerline and span direction is the highest when the blowing ratio is 0.3 at a compound angle of 0°. However, the average cooling effectiveness for the area is improved with the compound angles of 90° and 180°. When the blowing ratio is 2, the area average film cooling effectiveness is 171% higher compared to 0° in the case of the compound angles of 90° and 180°. As a result, it can be noted that the change in the compound angle affects the film cooling effectiveness owing to different horseshoe vortices and film flow dispersion.