• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.382-386
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• 2006

초음속 충동형 터빈에 대하여 로터 팁 간극이 터빈 성능에 미치는 영향을 고찰하기 위하여 팁 간극이 변화된 터빈에 대하여 3차원 유동해석을 수행하였다. 계산 결과 팁 간극이 증가함에 따라 터빈의 효율이 감소하고 팁으로 유출되는 유량이 증가함을 확인하였으며 팁 간극에 의한 유동교란보다는 누설손실 의한 영향이 터빈성능감소에 더 큰 영향을 주는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권12호
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• pp.1062-1070
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• 2016

본 연구에서는 전산해석을 통해 냉각 터빈 블레이드 팁 간극의 유동 및 열전달 특성을 연구하였다. 1단 고압터빈 노즐 출구에서 획득한 속도, 온도 프로파일을 로터의 입구에 적용하여 로터 도메인을 대상으로 전산해석을 하였다. 스퀼러 팁이 적용된 블레이드의 팁 간극을 스팬의 1%부터 2.5%로 조절하여 팁 간극의 공력 손실, 열전달 계수와 막냉각 효율의 영향을 고찰했다. 팁 간극이 커질수록 출구에서 공력 손실과 블레이드 끝단 표면에서 열전달 계수는 증가하였다. 특히 팁 간극이 스팬의 2%일 때 평균 열전달 계수가 급격히 증가하였다. 팁 영역의 막냉각 효율은 팁 간극이 작을수록 높았고, 캐비티 내부 냉각 홀 근처의 막냉각 효율이 높았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.33-36
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• 2010

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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.145-148
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• 2008

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%$\sim$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.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권7호
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• pp.516-523
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• 2013

제자리 비행하는 수직이착륙 무인항공기용 엇회전식 덕티드팬의 전 후방동익 팁간극이 덕티드팬에 미치는 영향을 파악하기 위해 전산해석을 수행하였다. $k-{\omega}$ SST 난류 모델을 사용하여 엇회전식 덕티드팬의 전산해석을 수행하였으며, 기준형상에 대해 제자리 및 전진 비행 상태의 공력특성을 풍동시험을 통해 계측하여 전산해석 기법을 검증하였다. 엇회전식 덕티드팬에서 특정 동익의 팁간극이 증가하면 그 동익과 덕트의 추력계수는 감소하고, 다른 동익의 추력계수는 증가하는 경향을 확인하였다. 후방동익의 팁간극이 증가하면 덕티드팬 출구면의 평균 전압을 상승시켜 덕티드팬의 추력을 증가시켰다.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.197-204
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• 2007

터번로터 팁 형상의 변화에 따른 터보펌프 터빈의 성능변화에 대하여 실험적 연구를 수행하였다. 한국항공우주연구원에서 개발중인 30톤급 터보펌프용에 장착된 초음속 충동형 터빈을 기본 모델로 하여 터번로터 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 아음속터빈에 비해 크게 작은 것으로 나타났다. 아울러, 최적 효율을 나타내는 노즐-로터 오버랩 값이 존재하는 것을 실험을 통해 확인하였다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2005년도 연구개발 발표회 논문집
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• pp.173-177
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• 2005

The heat/mass transfer characteristics on the plane tip surface of a high-turning first-stage turbine rotor blade has been investigated by employing the naphthalene sublimation technique. The heat/mass transfer coefficient is measured for four tip clearance height-to-chord ratios of h/c = 1.0%, 2.0%, 3.0%, and 4% at the Reynolds number of $2.09{\times}105$. The result shows that at lower h/c, there exists a strong flow separation/re-attachment process, which results in severe thermal load along the pressure-side comer. As h/c increases, the re-attachment is occurred further downstream of the pressure-side comer with lower thermal load. At higher h/c, a pair of vortices on the tip surface near the leading edge are found along the pressure-side and suction-side comers, and the pressure-side tip vortex have significant influence even on the mid-chord local heat transfer.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.160-163
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• 2010

부분흡입형 초음속 터빈의 노즐과 1단 로터 사이의 축방향 간극이 터빈의 단 성능과 유동장에 어떤 영향을 미치는지 알아보기 위해 터빈에 대한 3차원 유동해석을 수행하고 그 결과를 분석하였다. 상용 유동해석 프로그램 $FLUENT^{TM}$를 사용하였으며 다섯 가지 경우의 축간극에 대해 계산을 하였다. 노즐-로터 축간극이 팁 누설 유량의 증가와 로터 출구의 유동각에 영향을 주는 것을 확인하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.187-192
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• 2003

The heat (mass) transfer characteristics in the tip-leakage flow region of a high-turning first-stage turbine rotor blade has been investigated by employing the naphthalene sublimation technique. The heat transfer data in the tip-leakage flow area for the tip clearance-to-span ratio, h/s, of 2.0% are compared with those in endwall three-dimensional flow region without tip clearance (h/s = 0.0 %). The result shows that the thermal load in the tip-leakage flow region for h/s = 2.0% is more severe than that in the endwall flow region for h/s = 0.0%. The thermal loads even at the leading and trailing edges for h/s = 2.0% are found larger than those for h/s = 0.0%. The tip-leakage flow results in heat transfer augmentations near the tip on both pressure and suction sides in comparison with the mid-span results.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.117-121
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• 2008

슈라우드가 장착된 초음속 충동형 터빈의 팁간극에 따른 성능변화를 시험적으로 고찰하였다. 시험은 30톤급 터보펌프용 터빈을 이용하였으며 고압공기를 이용하여 다양한 압력비 및 회전수 범위에서 이루어졌다. 터빈의 효율민감도는 기준시험점에서 0.05의 매우 작은 값을 나타내었다. 터빈효율변화는 간극의 크기에 다라 비선형적으로 변화하였으며 고정된 압력비에서 효율민감도는 회전수의 세제곱에 비례하는 것으로 나타났다. 아울러 회전수에 무관하게 효율민감도는 기준시험 압력비에서 최소값을 보이는 것으로 나타났다.