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김정우(Jeongwoo Kim),신재익(Jaeik Shin),이정민(Jungmin Lee),김용련(Yeongryeon Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
항공 추진에 활용되는 터보팬엔진을 개발하기 위하여, 실제 비행고도환경을 모의할 수 있는 지상시험 설비가 반드시 필요하다. 본 논문에서는 이러한 터보팬엔진 비행고도환경 성능시험설비를 개념설계하였다. 시험 조건을 분석하고, 이를 구현할 수 있는 장비를 검토하여 전체 설비의 유동공급 계통을 구성하였으며, 배관 설계를 수행하였다. 향후 변수 조절을 통한 설비 최적화 작업을 수행할 계획이다. Ground test facility which can simulate flight altitude environment is necessary to develop turbofan engine for aero-propulsion. In this paper, conceptual design of flight altitude environmental performance test facility for turbofan engine was conducted. The test conditions were analyzed, equipments were found to establish the test conditions, test flow system configuration was established for the entire test facility, and duct design was performed. A facility optimization process with parameter control will be performed in the future.
Unguided Turning Angle 이 고압터빈 공력 손실과 성능에 미치는 영향
김명호(Myungho Kim),김용련(Yeongryeon Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
천음속 터빈의 출구 마하수는 초음속 유동으로 충격파에 의한 유동 손실과 터빈 성능 감소가 발생한다. 터빈 유동의 충격파 강도를 줄이는 최적화 설계 관점에서 공력 형상 설계변수인 Unguided Turning Angle 과 최대두께, 후단 Wedge Angle 변화가 터빈 유동손실과 성능에 미치는 영향을 확인하였다. 터빈 노즐과 블레이드 각각의 2가지 공력 설계 형상을 두고, 총 3가지 조합의 터빈 형상을 설정하였다. 터빈 노즐과 블레이드의 Mean Chord 형상으로 2차원 전산유체해석을 수행하여 공력 설계 형상 변화에 따른 유동 손실계수와 설계점/탈설계점에서의 터빈 출력 및 효율을 비교하였다. 개선된 공력 형상 결과는 고압터빈 성능 개선 및 고하중 터빈 설계를 위한 기초자료로 활용하고자 한다. The overall loss increase and the performance degradation of the transonic turbine result from the shock at the turbine exit flow. In the optimization of turbine aerodynamic design to reduce the shock strength, the effect of the unguided turning angle, maximum chord thickness and trailing edge wedge angle on the losses and turbine performances were studied. Total three combinations of turbine geometry were comprised in each of two cases for the variations of turbine nozzle and blade. In these cases, The enthalpy loss coefficient was compared and the turbine specific work output and isentropic efficiency for the design and off-design condition were evaluated using 2D Navier-Stokes code at the mean chord. The results of presented study will be used for the improvement of high pressure turbine performance and the preliminary design of the highly loaded turbine.
단결정 CMSX-4의 상온 및 고온 기계적 물성에 관한 연구
김태형(Taehyung Kim),안성철(Sungchul Ahn),홍석우(Seokwoo Hong),윤병관(Byounggwan Yun),안종기(Jongkee Ahn),석창성(Changsung Seok),한착희(Chakheui Han),김기태(Kitae Kim),신동익(Dongick Shin),장병문(Byungmoon Chang),김용련(Yeongryeon Ki 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
Ni기 초내열합금은 고온에서 강도를 유지할 수 있기 때문에 가스터빈 엔진의 블레이드와 같은 고온 부품에 널리 사용된다. 이런 초내열합금 중 단결정 응고를 통해 만들어진 부품은 고온에서 크리프 특성이 우수하여 최근 가스터빈 엔진에 많이 사용된다. CMSX-4는 이런 단결정 소재로 본 연구에서는 단결정 CMSX-4가 가지는 상온 및 고온에서의 기계적 물성을 평가하였다. 인장 강도 평가 결과 800℃ 근방에서 가장 우수한 인장 강도를 보였고 크리프 시험 결과에서는 고응력에서 파단 수명이 급격하게 감소하였다. 이런 결과는 슬립 시스템의 변화로 고온 또는 고응력에서 강도가 급격하게 변화하는 것으로 판단된다. Ni base superalloy is widely used for blade of gas turbine engine, since it has high strength at high temperature. Among superalloys, single-crystal solodified components are much used in recent gas turbine engine. Single-crystal superalloy. has not only high strength but also high creep resistance than equiaxed structured superalloys. CMSX-4 is representative single-crystal materials and we evaluated mechanical properties at room and high temperature. Tensile test results show that strength is highest around 800℃. Creep test results show that rupture-time was much shortened than predicted time. We can conclude that this results are come from variation slip system along temperature and stress.
로터 스테이터 디스크 캐비티 내부 비정상 유동 측정을 위한 실험장치 설계
김유일(Youil Kim),송성진(Seungjin Song),김용련(Yeongryeon Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
가스터빈엔진에는 회전부품을 장착하고 있는 회전디스크와 이를 지지하고 있는 정지디스크 사이에 로터 스테이터 디스크 캐비티가 존재하는데 터빈과 같은 고온부에서 주 유로 고온가스가 이들 공간으로 유입되면 캐비티를 형성하고 있는 주변 구조물들의 구조 건정성이 낮아진다. 따라서 캐비티 내부 고온가스 유입 방지를 위한 캐비티와 림씰 등의 형상설계를 위해서는 캐비티 내부 비정상상태 유동장에 대한 연구가 필요하다. 본 연구는 캐비티 내부 비정상상태 유동장 측정을 위한 실험장치 설계를 수행한 것으로 비정상상태 유동장 분석에 필요한 변수정의와 이를 위한 측정변수 선정, 실험을 위한 시험조건 결정, 실험장치 구성, 실험부 형상 설계, 측정장치에 대해 설명한다. Gas turbine engine has a rotor-stator disk cavity which is formed between a rotating disk with rotating parts and it’s support part, a stationary disk. When the hot gas flowing through an annulus in turbine section goes into the cavity, the structure integrity of parts surrounding it decrease. So researches on the unsteady flow in rotor-stator disk cavity are necessary for the design of rim seal and cavity to prevent the ingestion of hot gas. In this paper, the design of experimental facility at which the unsteady flow measurement in rotor-stator disk cavity could be conducted was explained with describing variables, measuring parameters, experimental conditions, configuration of test section and instrumentation.
강경래(Kyungrae Kang),김용련(Yeongryeon Kim),송성진(Seungjin Song) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
가스터빈 엔진의 터빈부 로터-스테이터 디스크 캐비티는 연소가스가 지나는 유로에 인접해 있으므로 고온의 가스가 내부로 유입될 수 있는데, 이러한 고온가스의 유입은 내부부품의 국지적인 열손상 및 열팽창을 일으켜 엔진운용에 불안정성을 야기하고 부품에 손상을 입힐 수 있으므로 해당 부위에 림씰을 장착하여 고온가스의 유입을 방지한다. 본 연구에서는 유입방지를 위해 종래에 쓰이던 기계적 림씰이 아닌 새로운 종류의 림씰인 제트타입 림씰은 씰에서 제트유동을 방출함으로써 소위 “에어커튼 효과”라고 불리는 유로차단 효과를 이용하게 된다. Rotor-stator disk cavity is exposed to main annulus flow, which has high temperature. Either rotationally or externally, when main annulus flow is ingressed into rotor-stator cavity, there is local increase in temperature of turbine components. Local increase in temperature causes the turbine components to unevenly expanded, resulting in structural instabilities and even damages. To prevent ingress into rotor-stator disk cavity, many types of mechanical seals are widely used. Fluidic jet-type seal utilizes pressure field generated by so-called “air-curtain effect”. In this paper, fluidic jet-type rim seal is installed on rotor-stator disk cavity to measure its sealing effectiveness.
터빈 로터 스테이터 디스크 캐비티 내 비정상 유동 측정
이재민(Jaemin Lee),김용련(Yeongryeon Kim),송성진(Seungjin Song) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
터빈 로터 스테이터 디스크 캐비티 내부 깊숙이 주 유로 고온가스 유입을 야기 시키는 캐비티 내부 비정상 유동에 대한 고찰을 수행하기위해, 캐비티 내부 코어 영역에서 시분해 정압력과 시분해속도를 측정하였다. 캐비티 내부 유동의 움직임을 관찰하기위해 반경방향과 원주방향으로 7 지점서 시분해 정압력을 측정하였고, 비점성 코어 영역인 무차원 반경 0.79에서 반경방향과 원주방향의 2차원 시분해 속도를 측정하였다. 실험결과, 비록 낮은 값이지만 국부적으로 깊은 유입이 발생하였다. 이러한 깊은 유입은 반경방향의 압력차가 증가할 때 발생하는데, 블레이드 통과에 따른 반경방향의 압력차 증가는 이러한 비정상 유동 현상에 영향을 주지 않는다. Unsteady flow associated with deep ingress of the annulus flow has been investigated with measuring the time-resolved radial and tangential velocities at 0.79 of dimensionless radial location on the mid plane in the axial direction and time-resolved static pressure on the stator. Deep ingress occurs due to the increase of static pressure gradient in radial direction. However, the increase of radial static pressure gradient due to the blade passing event does not affect the occurrence.