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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.
이효성(Hyoseong Lee),송성진(Seungjin Song) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
터빈손실에 관해서 다양한 연구가 진행되어 왔다. 특히 팁 누수에 의한 손실은 주로 블레이드 높이의 5% 이하에 대해 연구되었다. 그러나 터보펌프 등 소형 터빈은 작은 크기로 인해 상대적으로 큰 팁 간극을 가지며 그에 대한 연구결과는 발표된 것을 찾기 힘들다. 본 연구는 입구유속 30m/s, 코드길이 기준 레이놀즈 수 210,000의 조건의 선형 터빈 캐스케이드에서 진행되었으며, 팁 간극은 코드길이의 1%에서 20%까지 총 6가지에 대해 손실을 측정하였다. 실험결과 팁 간극 10%에서 손실계수 최대 0.113으로 측정되었으며, 더 이상 손실이 선형적으로 증가하지 않는 것을 확인하였다. Lots of studies about turbine loss have been done especially about tip leakage loss. But these studies deals with small tip clearances which is less than 5 percent chord. Now, like turbopumps, small turbines have larger tip clearance and it is hardly found related papers in open literature. On this study, with varying tip clearance 1% to 20% chord, loss is measured under inlet velocity at 30m/s and Reynolds number based on chord at 210000. It is found that maximum loss coefficient is 0.113 at 10% clearance, and when tip clearance is larger than 10%, loss is not linearly increased anymore.
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.
임영천(Youngcheon Lim),임형수(Hyungsoo Lim),송성진(Seungjin Song),강신형(Shinhyoung Kang) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
압축기에 불안정한 특성인 선회실속(Rotating stall)이 발생하면 압력 및 효율이 저하되고, 기계적인 손상도 야기한다. 이러한 불안정성을 개선하고 안정 운전영역을 넓히기 위해 4단 저속 축류압축기에 공기 분사(Air injection) 방법을 적용하여 안정성 개선 실험을 실시하였다. 동익 팁에 축방향으로 공기를 분사할 수 있도록 하기 위해 코안다 효과를 적용한 노즐을 사용하였고, 8개의 인젝터를 1단 동익 상단에 등간격으로 설치하였다. 축류 압축기 80% speed로 운전하면서 선회실속이 발생하기 전에 공기 분사를 실시하였고, 모드(Mode) 발생 유량의 5.4%에 해당하는 공기를 분사하여 약 4%의 안정성 개선효과를 얻었다. A rotating stall, an instable phenomenon of compressor, brings about reducing the pressure rise, the efficiency of compressor and a mechanical demage. In order to improve instability and extend operating range, it was performed that a stability enhancement experiment applying air injection method at the 4-stage low-speed axial compressor. The coanda nozzle was used to inject air in axial direction at rotor tip and 8 injectors were set up at regular interval at the upstream of 1st stage rotor. At 80% speed, injectors were worked before rotating stall happened. As injecting the 5.4% air of mode inception flow rate, the stability of compressor operation enhanced about 4%.
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.
충동터빈과 반동터빈 캐스케이드에서의 팁 간극 손실에 대한 비교 연구
박경욱(Kyungwook Park),정은환(Eunhwan Jung),송성진(Seungjin Song) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
현재 항우연에서 개발 중인 우주발사체 터보펌프에 사용되는 터빈은 단단 충동터빈을 적용하고 있다. 우주발사체의 안정성을 위해 팁 간극을 비교적 많이 허용하고 있는데, 효율적인 면에서는 반동터빈 보다 다소 뒤지지만, 높은 출력비를 가지는 충동터빈이 팁 간극이 커질 때 어떤 효율경향을 나타내는지 알아보는 일은 의미 있는 일이다. 실험은 아음속 조건에서 실험하였고, 팁 간극을 각각 코드기준 1%~20%일 경우 충동과 반동 각각의 경우에 대하여 하류 전압손실을 측정하였다. 측정결과 팁 간극이 10%보다 더 커지면, 충동터빈이 오히려 전압손실량이 반동터빈보다 더 작아진다. 이것은 팁 간극이 비교적 큰 조건에서 충동터빈이 반동터빈보다 효율이나 출력비 면에서 더 나은 성능을 나타냄을 의미한다 Korea Aeronautics Research Institute (KARI) is developing a turbo pump that has 1-stage impulse turbine and relatively high tip clearance for safety. The objective of this research is to investigate the effect of reaction on tip clearance loss in axial turbines. Both cascades were tested in a subsonic wind tunnel. In each cascade, total pressure was measured for tip clearance ranging from 1% to 20% of chord. In results, increasing tip clearance, total pressure loss in reaction turbines is continually increased but impulse turbines keep almost same level of mass averaged total pressure loss. When tip clearance becomes more than 10% of chord, mass-averaged total pressure loss in impulse turbines is less than in reaction. This means that when tip clearance is more than 10% of chord, impulse turbines have better efficiency than reaction turbines.