가변노즐에 따른 구심터빈의 성능예측에 관한 연구

조수용,최범석,임형수 한국동력기계공학회 2023 동력시스템공학회지 Vol.27 No.2

Variable nozzles to match changing operating conditions in radial-type turbine are effectively used to control the mass flow rate by adjusting the nozzle throat area ratio. In this study, the performance prediction for the radial-type turbine using the variable nozzle was performed. For this purpose, the loss of the nozzle, the loss at the nozzle trailing edge, the loss in the vaneless space, the profile loss of the rotor, the incidence loss, the windage loss, the tip clearance loss, and the loss at the rotor trailing edge are applied. In comparison with the experimental results, a fairly good result was obtained. Smaller nozzle throat area ratios increase the effect of tip clearance and incidence loss. However, the profile loss has the greatest effect for the increase of nozzle throat area ratios. 구심터빈에서 운전조건의 변경에 대등하기 위하여 노즐을 가변하는 것은 효과적인 방법으로노즐목면적비를 조정하여 질량유량을 조절한다. 본 연구에서는 가변노즐을 사용하는 구심터빈의 경우에 성능예측을 위한 연구를 수행하였다. 이를 위하여 노즐에서의 손실, 노즐 뒷전에서의 손실, 베인리스 공간에서의 손실, 로터에서의 형상손실, 입사각손실, 풍손손실, 팁간극손실, 로터 뒷전에서의 손실들을 적용하여 기존의 실험결과와 비교하여 상당히 잘 일치하는 결과를 얻었다. 따라서 가변노즐의작동에 따른 각각의 손실에 대한 영향력을 확인하였다. 노즐목면적비가 적으면 팁간극과 입사각손실의영향력이 증대하나 노즐목면적비가 증가하면 형상손실이 가장 큰 영향을 미치는 것을 알 수 있었다.

노즐 형상에 따른 터빈 축동력 형성 비교를 위한 분자동력학 시뮬레이션

김수희 한국전자통신학회 2019 한국전자통신학회 논문지 Vol.14 No.2

To analyze the impact on turbine rotational power based on nozzle shapes, molecular dynamics simulations was carried out. By varying two parameters, turbine rotational velocity , initial velocities for generating molecules, turbine rotation directional velocities of molecules in turbine entrance arc region and turbine exit arc region were calculated. Average momentums were calculated over two regions, respectively and the differences (AMD) were compared and analyzed. The optimal range of values to enhance AMD were investigated over 4 different nozzle shapes used, and an excellent nozzle shape to achieve more turbine rotational power was drawn. 노즐모양이 터빈의 축동력에 미치는 영향을 분석하기 위해, 분자 동력학 시뮬레이션을 수행하였다. 3 개의 파라메타, 노즐모양, 터빈의 회전속도 , 분자들의 초기 속도 값들을 변화하면서, 시뮬레이션을 수행하여 터빈입구와 출구에서 분자들의 터빈 회전방향으로의 속도를 계산하였다. 이 두 영역에 걸쳐 평균 운동량을 각각 계산하고 그 차이(AMD)를 비교 분석하였다. 사용한 노즐 모양을 대상으로 AMD를 향상할 수 있는 의 최적의 범위 도출하였으며, 터빈의 축동력 형성에 더 많이 기여할 수 있는 우수한 노즐 모양을 파악하였다.

부분분사에서 작동하는 소형터빈에서 두 번째 단의 효과에 관한 연구

조종현(Chong-Hyun Cho),조봉수(Bong-Soo Cho),최상규(Sang-Kyu Choi),조수용(Soo-Yong Cho) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.9

본 연구에 적용된 터빈은 2단으로 구성되며, 첫 번째 단에는 축류형 터빈이 적용되고 두 번째 단에는 반경류형 터빈이 적용되었다. 축류형 터빈에서 동익의 평균반경은 70㎜ 이며, 반경류형 터빈의 외경은 입구에서 68㎜ 였다. 실험에서 반경류형 터빈의 경우에는 두 개의 다른 형태가 적용되었으며, 최적의 설계변수를 확인하기 위하여 노즐의 각도를 3가지로 변경하면서 실험을 수행하였다. 터빈의 형상에 따른 성능평가를 위하여 총비토오크를 기준으로 비교하였다. 실험의 결과에서 낮은 부분분사에서 작동하면서 고토오크를 얻기 위한 소형터빈의 성능에는 노즐 각도가 가장 중요한 설계변수임을 보여주었다. 부분 분사율이 3.4%이면서 노즐의 분사각도가 75° 인 경우에 두 번째 단에 반경류형 터빈을 장착하였을 때 총비토오크는 13% 향상하는 결과를 보여주었다. A tested turbine consists of two stages, and an axial-type and a radial-type turbine are applied to the first and second stage, respectively. The mean diameter of the axial-type turbine rotor is 70 mm, and the outer diameter of the radial-type turbine is 68mm at the inlet. In this experiment, an axial-type turbine, two different radial-type turbines, and three different nozzle flow angles are applied to find the optimal design parameters. To compare the turbine performance, the net specific output torque is evaluated. The test results show that the nozzle flow angle on the first stage is a more important parameter than other design parameters for partially admitted small turbines to obtain high operating torque. For a 3.4% partial admission rate, the net specific output torque is increased by 13% with the addition of a radial-type rotor to the second stage when the turbine operates at 75° nozzle flow angle.

터빈노즐 조건에 따른 가스발생기 연소 특성 변화

김문기(Munki Kim),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-Gyu Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

가스발생기는 터보펌프를 작동시키는 연소가스를 발생하는 연소장치로 터빈 노즐 컬렉터에 위치한 터빈 노즐의 조건에 따라 연소압 등의 연소 특성이 영향을 받는다. 본 연구에서는 터빈 노즐의 개수, 터빈 노즐의 코팅 적용 유무 등 노즐 조건에 따른 가스발생기 연소 특성에 대해 살펴보았다. 터빈 노즐의 개수가 적거나 코팅이 적용된 경우 연소압 상승이 줄어드는 것을 확인하였다. The gas generator is a combustion device that generates the burnt gases to operate the turbopump. The combustion characteristics such as the chamber pressure is affected by the condition of the turbine nozzles located at the turbine nozzle collector. This study investigated the combustion characteristics of the gas generator according to the number of the turbine nozzles and the condition of the nozzles with or without coatings. The increase rate of chamber pressure is reduced as the number of the turbine nozzles decreases or the coating is applied on the nozzles.

노즐 형상에 따른 부분 흡입형 초음속 터빈의 성능특성에 관한 수치적 연구

조종재(Jongjae Cho),권태운(Taeun Kwon),김귀순(Kuisoon Kim),정은환(Eunhwan Jeong),박편구(Pyungoo Park) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회지 Vol.14 No.3

A supersonic nozzle specially is one of the important part in a supersonic turbine usually adapted the impulse type, because the flow acceleration in the turbine theoretically is done only in the nozzle. The present study deals with numerical flow analysis to investigate the effect of nozzle shapes on the performance characteristics of a partial admission supersonic turbine. The flow analysis was performed for four different nozzle shapes. The shapes of the nozzles are circular, square, straight rectangular and bent rectangular nozzles. The results of the flow analysis showed that the aerodynamic loss of turbine is highly affected by the nozzle shapes, and the partial admission loss is also highly depended on nozzle shapes. Specially, bent rectangular nozzle had the best performance among the nozzle shapes.

고압터빈 노즐에서 입구온도분포와 장착조건에 따른 저주기 피로 수명 영향에 대한 연구

허재성(Jae Sung Huh),강영석(Young Seok Kang),이동호(Dong Ho Rhee),서도영(Do Young Seo) 대한기계학회 2015 大韓機械學會論文集A Vol.39 No.11

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. High pressure components of a gas turbine engine must operate for a long life under severe conditions in order to maximize the performance and minimize the maintenance cost. Enhanced cooling design, thermal barrier coating techniques, and nickel-base superalloys have been applied for overcoming them and furthermore, material modeling, finite element analysis, statistical techniques, and etc. in design stage have been utilized widely. This article aims to evaluate the effects on the low cycle fatigue life of the high pressure turbine nozzle caused by different turbine inlet temperature profiles and installation conditions and to investigate the most favorable operating condition to the turbine nozzle. To achieve it, the structural analysis, which utilized the results of conjugate heat transfer analysis as loading boundary conditions, was performed and its results were the input for the assessment of low cycle fatigue life at several critical zones.

터보펌프 터빈의 로터 팁 형상에 따른 성능변화 연구

정은환(Eunhwan Jeong),박편구(Pyun-Goo Park),김진한(Jinhan Kim) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2

터빈로터 탑 형상의 변화에 따른 터보펌프 터빈의 성능변화에 대하여 실험적 연구를 수행하였다. 한국항공우주연구원에서 개발중인 30톤급 터보펌프용에 장착된 초음속 충동형 터빈을 기본 모델로 하여 터빈로터 슈라우드 유무 및 팁간극 크기에 따른 터빈성능변화를 측정 비교하였으며, 이와 더불어 노즐-로터 오버랩에 따른 터빈성능 변화 연구도 함께 이루어졌다. 시험 수행 결과, 로터 슈라우드 유무에 따라 터빈성능의 절대량은 크게 변화하나 팁간극의 변화에 따른 터빈효율의 민감도는 초음속 충동형 터빈의 경우 고효율 아음속 터빈에 비해 크게 작은 것으로 나타났다. 아울러, 최적 효율을 나타내는 노즐-로터 오버랩 값이 존재하는 것을 실험을 통해 확인하였다. Effect of rotor tip geometry on the performance of supersonic impulse turbine was investigated experimentally. Using the shrouded supersonic impulse turbine of the 30ton class liquid rocket engine turbopump as a base model, the measured performance of de-shrouded rotor was compared. The effect of nozzle-rotor overlap also has been investigated. It has been found that the magnitude of turbine efficiency is largely affected by the existence of the rotor shroud. However, measured efficiency sensitivity of the de-shrouded supersonic impulse turbine with respect to turbine tip clearance was relatively smaller than that of high performance reaction turbine. It also has been found that there exists nozzle-rotor overlap value which results optimum efficiency in supersonic impulse turbine.

해양온도차발전용 반경류 터빈의 설계 및 해석

Nguyen Van Hap,이근식(Geun Sik Lee) 대한기계학회 2015 大韓機械學會論文集B Vol.39 No.3

해양온도차발전용 터빈의 효율과 크기를 파악하기 위해 R134a 를 작동유체로 하고 출력 5 kW 인반경류형 터빈의 설계가 수행되었다. 터빈입구온도 25oC, 출구 정압 4.9 bar, 질량유량 1.16 kg/s 로 설정하고 평균유동해석을 수행하여 터빈의 회전수와 주요 치수를 결정하였다. 이들을 바탕으로, 3 차원 터빈모델을 구축하였으며, 도출된 터빈회전수 12,820 rpm 에 대하여 전산유체역학(CFD) 소프트웨어 ANSYS CFX 를 이용하여 볼류트와 노즐을 포함하는 터빈 내부 유동장 특성과 효율이 조사되었다. 80%이상의 터빈 효율이 적정 범위 내의 노즐 안내깃 수(10-15 개)에서 제시되었으며, 가장 높은 터빈 효율은 15 개의 안내 깃에서 나타났다. The preliminary design of a radial inflow turbine using R134a as the working fluid at 5 kW of power for application to ocean thermal energy conversion (OTEC) is performed to obtain the trends for the efficiency and geometrical dimensions of the turbine. Using input conditions that included a turbine inlet temperature of 25°C, an outlet static pressure of 4.9 bar, and a mass flow rate of 1.16 kg/s, the results of a mean flow analysis show the major dimensions of the turbine, along with an angular velocity of 12,820 rpm. Based on these results, a three-dimensional turbine model is constructed for a computational fluid dynamics (CFD) analysis. The flow characteristics inside the turbine, including the volute and nozzle, are investigated using the CFD software ANSYS CFX. For a pertinent number of nozzle guide vanes, ranging from 10 to 15, the turbine efficiency was higher than 80%, with the highest efficiency shown by a nozzle with 15 guide vanes.

최적화기법을 이용한 초음속 충동형 터빈 노즐의 비대칭 설계

정수인(Sooin Jeong),최병익(Byoungik Choi),정은환(Eunhwan Jeong),김귀순(Kuisoon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 노즐에서 나타나는 유동의 과소·과대팽창 문제를 최적화 기법을 이용하여 비대칭형상을 포함해 설계함으로써 개선시키고자 하였다. 노즐 형상 설계를 위해 8개의 설계변수를 설정하였으며 목적함수로는 후류 영역 출구까지의 정효율이 최대가 되도록 하였다. 최적화에는 iSIGHT-FD가 사용되었으며 근사최적화를 위한 방법으로는 Radial Basis Function을 이용하였다. 노즐유동의 계산에는 상용 코드인 FLUENT 6.3을 사용하였으며 개선된 노즐의 정효율은 기존 대비 1.35% 증가하였고 손실계수는 19.85% 감소하였다. In this paper, the nozzle design with asymmetric configuration using the optimal method is used in order to improve the under- and over-expansion problem of the flow at the supersonic turbine nozzle. For the design of nozzle contour, 8 design variables are selected and the total-to-static efficiency from the nozzle inlet to the wake outlet is considered as the objective function to be maximized. The Fluent6.3 and the iSIGHT-FD program are used for calculation of nozzle flow and design optimization respectively. RBF(Radial Basis Function) method is chosen for approximate optimization algorithm. It is shown that the static efficiency of improved nozzle design increases 1.35% and loss coefficient decreases 19.85% as compared to baseline design.

노즐-로터 축간극 거리에 따른 초음속 터빈 내의 성능특성에 대한 수치적 연구

정수인(Sooin Jeong),최병익(Byoung-ik Choi),김귀순(Kuisoon Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.3

In this study, 3-dimensional URANS simulation was performed to analyze the effect of the nozzle-rotor axial gap spacing of a supersonic impulse turbine on turbine performance. The computations were conducted for four different axial gap cases corresponding to about 6%, 10%, 20% and 30% of the blade height, respectively. The results show a good agreement with previous studies and the turbine efficiency decreases drastically in certain range. It is examined that the turbine performance characteristics could change depending on the influence of leading edge shock to the nozzle outlet. It is also found that the entropy rise distributions along the span differ from each other.