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영주 방
6 years ago
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1 논문 Original Paper DOI: ISSN (Print): 항공기용가스터빈의고압냉각터빈노즐에대한복합열전달해석 김진욱 * 박정규 * 강영석 ** 조진수 * 1) 고압터빈 냉각터빈 터빈노즐 복합열전달 막냉각 분사충돌냉각 열차폐코팅 전산유체역학 Conjugate heat transfer analysis was performed to investigate the flow and cooling performance of the high pressure turbine nozzle of gas turbine engine. The CHT code was verified by comparison between CFD results and experimental results of C3X vane. The combination of k-ω based SST turbulence model and transition model was used to solve the flow and thermal field of the fluid zone and the material property of CMSX-4 was applied to the solid zone. The turbine nozzle has two internal cooling channels and each channel has a complex cooling configurations, such as the film cooling, jet impingement, pedestal and rib turbulator. The parabolic temperature profile was given to the inlet condition of the nozzle to simulate the combustor exit condition. The flow characteristics were analyzed by comparing with uncooled nozzle vane. The Mach number around the vane increased due to the increase of coolant mass flow flowed in the main flow passage. The maximum cooling effectiveness (91 %) at the vane surface is located in the middle of pressure side which is effected by the film cooling and the rib turbulrator. The region of the minimum cooling effectiveness (44.8 %) was positioned at the leading edge. And the results show that the TBC layer increases the average cooling effectiveness up to 18 %. 1. 서론가스터빈엔진은발전용으로활용될뿐만아니라항공용추진기관으로도널리활용되고있는시스템이다. 가스터빈엔진의성능과효율을높이기위해지금까지꾸준히연구개발이진행되어지고있다. 특히터빈입구온도를높여서효율을상승시키기위한연구가활발히이루어지고있다. 최근에개발된고효율고성능가스터빈엔진은터빈입구온도가재료의운용한계온도를훨씬상회하는 1,400 C 이상에서운용되고있다. 이에따라부품의파손방지및안정적인운용을위하여냉각기술연구가필수적으로이루어져야한다. 고압터빈의노즐은연소기에서나오는고온고압의가스를바로맞이하게된다. 고압터빈노즐을 1,400 C 이상에서운용하기위해서노즐베인에냉각기술을적용하지않으면베인의소재는연소기출구온도를견딜수없다. 그래서고압터빈의노즐에는반드시냉각요소기술을적용해야하는데, 대표적인냉각요소기술로는막냉각 (film cooling), 분사충돌냉각 (jet impingement cooling), 페데스탈 (pedestal), 난류촉진제 (rib turbulator), 열차폐코팅 (Thermal Barrier Coating, TBC) 등이있다. 터빈의냉각요소기술은한가지씩만적용되는것이아니라여러개가동시에적용된다. 냉각요소들간의상호작용 * 한양대학교기계공학과 (Dept. of Mechanical Engineering, Hanyang Univ.) ** 한국항공우주연구원엔진부품연구팀 (Engine Component Research Team, Korea Aerospace Research Institute) 교신저자, jscho@hanyang.ac.kr 2014 한국유체기계학회학술대회발표논문, 2014 년 11 월 일, 부산 The KSFM Journal of Fluid Machinery: Vol. 18, No. 2, April, 2015, pp.60~66(received 20 Oct. 2014; accepted for publication 13 Feb. 2015) 60 한국유체기계학회논문집 : 제 18 권, 제 2 호, pp.60~66, 2015( 논문접수일자 : 심사완료일자 : )

항공기용가스터빈의고압냉각터빈노즐에대한복합열전달해석 으로인해냉각성능이좌우되기때문에실험이나전산해석을해보지않으면정확한열전달특성및냉각효과를확인하기가어렵다. 그러나터빈의냉각성능실험은시험장치의구축과시제품제작에많은비용이들기때문에많은연구자들이복합열전달해석을통해설계결과를검증해왔다.

2 항공기용가스터빈의고압냉각터빈노즐에대한복합열전달해석 으로인해냉각성능이좌우되기때문에실험이나전산해석을해보지않으면정확한열전달특성및냉각효과를확인하기가어렵다. 그러나터빈의냉각성능실험은시험장치의구축과시제품제작에많은비용이들기때문에많은연구자들이복합열전달해석을통해설계결과를검증해왔다. Tsukamoto (1) 등은 40 MW급실재시험설비에서운용되는로터블레이드에대하여복합열전달전산해석을수행하였다. 이때사용된블레이드에는난류촉진제와페데스탈, 열차폐코팅과같은냉각요소가적용되었다. Ho (2) 등도냉각요소가적용된가스터빈냉각블레이드에대하여복합열전달해석을수행하였다. Honeywell 社의가스터빈엔진의터빈로터블레이드를대상으로연구를하였고, 이블레이드는 tangental on-board injector 시스템에의해냉각유체가주입된다. Insinna (3) 등은실제연소기출구조건을모사한고압냉각터빈베인을대상으로복합열전달해석을수행하였다. 복잡한구조를가진터빈냉각노즐의열유동해석을위해서는신뢰성있는코드를확보하고다양한시험을통해서그성능을확인하는것이중요하다. 그래서본연구에서는 ANSYS CFX 가터빈냉각노즐의계산에얼마나신뢰성이있는지를검증하기위하여 NASA 에서실험했던 Mark II vane (4) 에대해복합열전달해석을수행해이를실험값과비교하도록하였다. 계산코드및전산해석기법을검증한후, 중소형항공기용가스터빈엔진의고압터빈냉각노즐을대상으로복합열전달해석을수행하고, 그결과가설계요구조건의만족하는지를확인하였다. 2. 복합열전달전산해석기법검증 가스터빈엔진의고압터빈냉각노즐에대한복합열전달해석을수행하기전에복합열절달해석코드및기법을검증하였다. NASA 의 Mark II vane 을대상으로복합열전달계산을수행해보고이를실험결과와비교함으로써복합열전달전산해석기법의타당성을확인하였다. 이를위해본연구에서는 ANSYS 社의 CFX Ver 를사용하였다. Mark II vane 은고온고압상태에서시험되었기때문에전산해석기법을검증하는벤치마크모델로널리사용되어왔으며, 본연구에서반영한상세실험결과는 Hylton 등 (4) 의보고서에제시되어있다. Fig. 1은 Mark II vane 의격자계로유동영역은 2,442,520 개, 고체영역은 527,212 개, 총 2,969,732 개의노드로구성되어있다. 베인표면에서발생하는경계층유동을정확하게예측하기위하여무차원벽면거리 (y+) 를 1 이하로설정하였다. 본연구에서는 Qiang 등 (5) 의연구에서사용한경계조건을참고하여전산해석을수행했다. 주유동과내부유동입구에 서는전압과전온도그리고난로강도를, 출구에서는정압을주었다. 난류모델은김진욱등 (6) 이제시한 k-ω based SST 모델과천이모델을조합하여사용하였다. Fig. 2는베인의표면을따라가면서압력과온도의분포를 Hylton 등 (4) 의실험값과비교한결과를보여준다. Fig. 2(a) 에서베인표면압력분포를보면전체영역에걸쳐표면압력이정확히일치하는것을확인할수있다. Fig. 2(b) 에서 한국유체기계학회논문집 : 제 18 권, 제 2 호,

김진욱 박정규 강영석 조진수 Density 8691.5 kg/m 3 Specific heat capacity 860 J/kg K Thermal conductivity 8,471358 + 0.

나머지영역에서는실험결과와거의일치하는전산해석결과를얻었다. 3. 고압터빈노즐의복합열전달해석조건 3.1 전산해석모델형상본연구에서는 Kang 등 (7) 과서종철 (8) 등의연구에서사용된가스터빈엔진냉각터빈노즐을전산해석모델로선정하고복합열전달해석을수행하였다. 이모델은총 56개의베인으로구성되어있다.

3 김진욱 박정규 강영석 조진수 Density kg/m 3 Specific heat capacity 860 J/kg K Thermal conductivity 8, T( C) W/m K Nodes Elements Fluid domain 22,694,221 54,153,838 Solid domain 1,647,191 8,705,604 Whole domain 24,341,412 62,859,442 제시된표면온도분포비교결과를보면, 천이가일어나는흡입면중간에서영역에서최대 5 % 의온도차이가관찰되었지만, 나머지영역에서는실험결과와거의일치하는전산해석결과를얻었다. 3. 고압터빈노즐의복합열전달해석조건 3.1 전산해석모델형상본연구에서는 Kang 등 (7) 과서종철 (8) 등의연구에서사용된가스터빈엔진냉각터빈노즐을전산해석모델로선정하고복합열전달해석을수행하였다. 이모델은총 56개의베인으로구성되어있다. 첫번째냉각유로에페데스탈이설치되어있고, 두번째냉각유로에는난류촉진제와분사충돌냉각그리고페데스탈이설치되어있다. 또한베인의표면에는 8열의막냉각홀이설치되었는데, 막냉각홀에는복합분사각 (compound angle) 과변형홀 (shaped hole) 이적용되었다. 그리고베인의표면전체에열차폐코팅을하였고, 열차폐코팅의소재로는 Song 등 (9) 의연구를참고하여 20 mol.% YSZ 를선택하였다. Song 등 (9) 은고온환경에서 yttria 함량에따른 YSZ 의정압비열, 열확산도그리고열전도도와같은열물성치에대해제시하였다. 위에서언급한냉각요소들이적용된형상을 Fig. 3에제시하였다. 이냉각노즐의소재는 CMSX-4 이고, 자세한물성치 (10) 는 Table 1에제시하였다. CMSX-4 의변형 (creep) 시작온도는 1,423 K 로써 (11), 본연구에서는주어진유동조건에서베인의표면온도가 1,423 K 이하로유지되는것을설계조건으로설정하였다. 3.2 격자생성복합열전달해석을위해서유동영역과고체영역으로나누어격자를생성하였다. 격자수에대한정보를 Table 2에제시하였고, Mid-span 에서의획득한유동부격자와막냉각홀주변에서자세한격자의구성을 Fig. 4에나타내었다. 유동영역과고체영역간의정보교환을위하여 General Grid Interface (GGI) 기법을사용하였다. 3.3 경계조건 Table 3은냉각터빈노즐의복합열전달해석에적용한경계조건을나타낸다. 노즐입구와출구에서의경계조건은엔진사이클해석을통해표준해수면기준에서이륙상태조건을기준으로도출하여설정하였다. 냉각터빈노즐의입구와출구에대한전압력비는 이다. 주유동의입구유량은 kg/s 이고, 2개의냉각유로로공급되는냉각유체공급유량은압축기출구유량기준의 10 % 로설계되었으며, 그값은 2.16 kg/s 이다. 냉각터빈노즐은익렬로구성되어있기때문에주유동영역의상면과하면에주기조건을부여하여유동의주기성을표현할수있게 62 한국유체기계학회논문집 : 제 18 권, 제 2 호, 2015

4 항공기용가스터빈의고압냉각터빈노즐에대한복합열전달해석 Main flow (Inlet) Total pressure Total temperature 3,068.5 kpa Temperature profile (Tave=1,673 K) Turbulence Intensity 5 % Main flow (Outlet) Static pressure 1,565 kpa Coolant flow (Inlet) Total pressure 3,200 kpa Total temperature K Turbulence Intensity 5 % Coolant flow (Outlet) Static pressure 3,190 kpa 사용하는것보다 k-ω based SST 과천이모델을조합하여 사용하는것이계산의정확도를유지하면서계산비용을줄 일수있음을제시하였다. 4. 결과및논의 4.1 유동특성 하였다. 실제터빈의운용조건을반영하기위하여, 냉각터빈노즐 의입구에연소기출구온도프로파일을 Fig. 5 와같이적용 하였다. 이때평균터빈입구온도는 1,700 K 이고, Patter factor 는 0.19 이다. Fig. 5 에서세로축의 RTDF(radial temperature distribution factor) 는식 (1) 과같이표현된다. (1) 여기서 는연소기출구에서반경방향거리별 평균전온도, 는연소기출구에서평균전온도그 리고 는연소기입구의평균전온도를나타낸다. 3.4 난류모델 난류모델은 k-ω based SST 난류모델과천이모델을조합 하여사용하였다. 김진욱 (6) 등은고압터빈의열유동특성해 석을할때는 Reynolds Stress Model 같은고급난류모델을 Fig. 6은냉각베인의스팬 50 % 지점에서획득한압력비의분포를냉각요소가없는공력모델의결과와비교한결과를보여준다. 압력면의결과중결과값이비어있는곳이몇군데확인이되는데, 이곳에는막냉각홀이배치되어결과를취득할수없기때문에발생한영역이다. 냉각베인의표면압력이무냉각베인에비해크게차이나는영역은흡입면후방, 뒷전근처이다. 흡입면의뒷전에서높은압력상승이확인되는데, 이현상은무냉각베인에서는관찰되지않는현상이다. 이렇게높은압력상승이발생하는이유는막냉각홀들과압력면후방에설치된냉각유로출구 (slot) 로나오는냉각유체가주유동부로지나는유량에더해져서유동이가속되었기때문이다. Figs. 7(a) 와 7(b) 는무냉각노즐과냉각노즐의 Midspan 에서살펴본마하수분포를나타낸다. 냉각요소의적용여부에따라상부베인의뒷전에서하부베인의흡입면으로이어지는노즐목 (throat) 의위치가변하지않았다. 냉각노즐의목에서마하수가무냉각노즐목의마하수보다낮게형성되어있지만, 노즐목이후의마하수는냉각노즐이더높다. 이현상은냉각노즐에서막냉각을통해나오는냉각유량이주유동유량에더해져, 노즐목을지나가는유량이증가되어주유동이가속되기때문이다. 냉각노즐과무냉각노즐의출구에서주유동의유량을비교해보면무냉각노즐의출구유량은 kg/s 이고, 냉각 한국유체기계학회논문집 : 제 18 권, 제 2 호,

김진욱 박정규 강영석 조진수 노즐의출구유량은 20.81 kg/s 로써, 냉각노즐의출구유량 이 0.56 kg/s 더많다. 4.2 노즐냉각특성 Figs.

이 때사용한냉각효율 ( ) 는식 (2) 을이용하여구하였다. (2) 여기서 은베인의표면온도, 는주유동의입구온 도, 는냉각유체의입구온도를나타낸다. Fig.

이는적용된냉각요소기술들중분사충돌냉각이 이영역을냉각시키고있음을 Fig. 9 의흡입면내부표면냉 각효과분포를통해알수있다.

유동이정체하는앞전에서냉각효과가가장낮음을확인할수있는데, 이는연소기출구에서들어오는고온의유동을앞전에서직접맞이하기때문이다.

5 김진욱 박정규 강영석 조진수 노즐의출구유량은 kg/s 로써, 냉각노즐의출구유량 이 0.56 kg/s 더많다. 4.2 노즐냉각특성 Figs. 8 과 9 는냉각노즐베인의내 / 외부표면전체냉각 효율 (overall cooling effectiveness) 분포를보여준다. 이 때사용한냉각효율 ( ) 는식 (2) 을이용하여구하였다. (2) 여기서 은베인의표면온도, 는주유동의입구온 도, 는냉각유체의입구온도를나타낸다. Fig. 8 에서흡입면의냉각효율분포를보면, 앞전에서약 30 % 지점에냉각효과가높은영역이발달하였음을확인할 수있다. 이는적용된냉각요소기술들중분사충돌냉각이 이영역을냉각시키고있음을 Fig. 9 의흡입면내부표면냉 각효과분포를통해알수있다. 흡입면앞전부근은유동이급격히가속되는영역이기때문에막냉각홀을통해나온냉각유체가흘러간길을제외하고냉각효율이낮게분포되었음을확인하였다. 유동이정체하는앞전에서냉각효과가가장낮음을확인할수있는데, 이는연소기출구에서들어오는고온의유동을앞전에서직접맞이하기때문이다. 압력면의중간에서는막냉각을통해나온냉각유체와냉각유로에설치된난류촉진제의영향으로과냉각 (over-cooled) 영역이확인되었다. 베인표면의냉각효율은 CMSX-4 의변형냉각효율인 30.6 % 를상회하기때문에냉각설계요구조건을만족한다. 그러나압력면에서과냉각영역이관찰되었고, 이영역은추 64 한국유체기계학회논문집 : 제 18 권, 제 2 호, 2015

6 항공기용가스터빈의고압냉각터빈노즐에대한복합열전달해석 면온도를나타낸다. 열차폐코팅을하지않았을때의베인표면평균냉각효율은 67.3 % 이고, 열차폐코팅층의두께가 150, 300 μm일때의베인표면평균냉각효율은각각 73.6, 85.6 % 로계산되었고, 300 μm 두께의열차폐코팅층이평균냉각효율을 18.3 % 상승시킴을확인하였다. Fig. 11은열차폐코팅층이 300 μm 인노즐베인표면에서냉각효율분포를나타낸다. Fig. 8에서제시한 TBC 가없는노즐의냉각효율분포와비교했을때, 냉각효율의분포경향은유사하지만평균냉각효율이전반적으로상승하였다. 특히, 앞전의정체선근처에서냉각효율이약 63 % 로열차폐코팅이되지않을때보다약 18 % 증가하였다. 5. 결론 본연구의결과를요약하면다음과같다. μ 후설계조정을통해균일한냉각성능을갖도록조정가능하 다. 이를통해냉각유체의유량을줄이고시스템의효율을 향상시킬수있다. Fig. 9 의상단에는흡입면, 하단에는압력면의내부표면 냉각효과를보여주는데, 특히적용된냉각요소기술중페 데스탈과분사충돌냉각그리고난류촉진제의냉각효과를 확인할수있다. 흡입면가운데영역에서냉각효과가높아 짐을확인할수있다. 이곳에분사충돌냉각이적용되어있기 때문에냉각효과가다른영역보다높아졌음을알수있다. 4.3 열차폐코팅영향성 Fig. 10 은열차폐코팅층의두께에따른냉각효과를비교 한그래프이다. 여기서사용한냉각효율 ( ) 은식 (2) 를이용 하여구하였고, 은 TBC 표면온도가아니라베인의표 1) Mark II vane 을대상으로하여복합열전달해석기법과코드의검증을수행하였다. ANSYS 社의 CFX 를해석코드로선정하고, k-ω based SST 난류모델과천이모델의조합을난류모델로선택하였다. 베인표면압력과온도를 Hyton 등 (4) 의실험결과와비교해본결과, 표면압력은실험결과와일치하였고, 표면온도는전반적경향은일치하였고, 최대오차는 5 % 였다. 2) 검증된기법과코드를이용해중소형항공기용가스터빈엔진냉각터빈노즐에대한복합열전달해석을수행하였다. 해석대상인가스터빈냉각노즐에는막냉각, 분사충돌냉각, 페데스탈, 난류촉진제그리고열차폐코팅이적용되었다. 3) 무냉각공력베인과냉각베인의표면압력과 Mid- span 에서마하수를비교하여막냉각으로인한주유동부의유량증가가주유동을가속시키는현상을확인하였다. 4) 적용된냉각요소들간의상호작용에의한베인의표면냉각효율경향을확인한결과, 외부표면앞전의정체선에서냉각효과가가장낮았고, 압력면중간영역에서냉각효과가가장높게나타났다. 5) 노즐베인표면에 150, 300 μm 두께의 20 mol. % YSZ 를적용하여열차폐코팅층두께에따른영향성을확인하였다. 300 μm 두께의열차폐코팅을할경우, 전체베인표면의평균냉각효율이약 18 % 개선되었다. 6) 본연구를통해 CMSX-4 소재로된터빈냉각노즐의변형냉각효율인 30.6 % 이상으로높이기위한설계요구조건을만족시켰다. 그러나압력면에서과냉각영역이발생하였고, 재설계단계에서균일한냉각성능을갖도록설계를조정한다면냉각유체의유량을줄이고시스템의효율을향상시킬수있음을확인하였다. 한국유체기계학회논문집 : 제 18 권, 제 2 호,

7 김진욱 박정규 강영석 조진수 후기본연구는산업통상자원부항공우주부품기술개발사업 ( 과제번호 : KA000157) 의 중소형항공기용터보팬엔진의고압터빈냉각설계기술개발및시험평가기술구축 연구과제 ( 한국항공우주연구원 ) 에의하여지원되었습니다. References (1) Tsukamoto, K., Horiuchi, Y., Sugimura, K. and Higuchi, S., 2014, Conjugate Heat Transfer Analysis in an Actural Gas Turbine Rotor Blade in Comparison with Pyrometer Data, ASME Turbo Expo, GT (2) Ho, K. S., Urwiller, C., Konan, S. M., Liu, J. S. and Aguilar, B., 2014, Conjugate Heat Transfer Analysis for Gas Turbine Cooled Blade, ASME Turbo Expo, GT (3) Insinna, M., Griffini, D., Salvadori, S. and Martelli, F., 2014, Conjugate Heat Transfer Analysis of a Film Cooled High-Pressure Turbine Vane under Realistic Combustor Exit Flow Conditions, ASME Turbo Expo, GT (4) Hylton. L. D., Mihelc. M. S., Turner. E. R., Nealy. D. A. and York. R. E., 1983, Analytical and Experimental Evaluation of The Heat Transfer Distribution over the Surfaces of Turbine Vanes, AAS/Division of Dynamical Astronomy Meeting. (5) Qiang, W., Zhaoyuan, G., Chi, Z., Guotai, F. and Zhongqi, W., 2009, Coupled Heat Transfer Simulation of a Highpressure Turbine Nozzle Guide Vane, Chinese Journal of Aeronautics, 22(2009), pp (6) Kim, J., Bak, J., Kang, Y., Cho, L. and Cho, J., 2014, A Study on the Numerical Analysis Methodology for Thermal and Flow Characteristics of High Pressure Turbine in Aircraft Gas Turbine Engine, The KSFM Journal of Fluid Machinery, Vol. 17, No. 3, pp. 46~51. (7) Kang, Y. S., Rhee, D. H. and Cha, B. J., 2012, Aerodynamic design of high pressure turbine for aircraft turbofan engine, Proceeding of the 7th National Congress on Fluids Engineering, pp. 246~247 (8) Seo., J. C., Kim., K. W., Hwang., S. W., Son., C. M., Kim., K. S., Rhee., D. H. and Cha., B. J., 2013, Design of Gas Turbine Engine 1st stage High Pressure Turbine Nozzle Cooling System, Proceedings of the KFMA Annual Meeting, pp. 137~138. (9) Song, X., Xie, M., Zhou, F., Jia, G., Hao, X. and An, S., 2011, High-Temperature Thermal Properties of Yttria Fully Stabilized Zirconia Ceramics, Journal of Rare Earth, Vol. 29, No. 2, pp. 155~159. (10) Zhu, D. and Miller, R, A., 1999, Thermal Conductivity and Elastic Modulus Evolution of Thermal Barrier Coatings Under High Heat Flux Conditions, NASA, TM (11) Reed., R. C., Matan., N., Cox., D. C., Rist, M. A. and Rae., C. M. F., 1999, Creep of CMSX-4 Superalloy Single Crystals: Effects of Rafting At High Temperature, Acta Materialia, Vol. 47, Issue 12, pp. 3367~ 한국유체기계학회논문집 : 제 18 권, 제 2 호, 2015

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