• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.943-954
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• 2010

본 연구에 적용된 터빈은 반경류형이며, 동익의 외경은 108 mm이다. 터빈은 1.4-4.1%의 낮은 부분분사율에서 작동하므로 익형은 축류형으로 설계되었으며 3단으로 구성되었다. 터빈에서 부분분사율과 팁간극 및 노즐유동각의 변화에 따른 성능의 변화를 측정하였다. 또한 터빈의 단수를 변경하면서 각 단수에서 발생되는 출력의 차이에 대한 측정이 이루어졌다. 본 연구의 터빈은 다양한 작동조건에서 운전되므로 넓은 작동범위에 따른 비교를 위하여 회전수를 변경하면서 탈설계 영역에서의 성능 평가가 이루어졌다. 뿐만 아니라 다양한 작동조건에 합당한 시스템의 평가를 위하여 총비오크가 얻어졌다. 아울러 소형터빈의 설계 및 성능예측을 위하여 유동해석을 수행하였으며 얻어진 예측의 결과는 실험으로 얻어진 결과와 잘 일치하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권4호
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• pp.1-9
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• 2007

많은 산업체들은 현재 연소기의 열효율을 증가시키기 위해 노력하고 있으며, 증가되는 NOx 발생으로 환경적인 규제에 직면하고 있다. 우리는 이렇게 열효율 증가와 NOx 발생 감소를 동시에 해결할 수 있도록 새로운 방법을 연구하였다. 이 새로운 개념은 확실히 NOx와 같은 오염물질을 절감시키며, 동시에 반경방향 열전달을 증가시키는 것으로 알려져 있고 이를 세차제트 연소기라고 부른다. 이러한 세차제트 노즐의 특징은 가스터빈의 연소효율의 증가로 이어질 수 있을 것이다. 기본적인 세차제트 노즐에 대한 특설파악을 위해 FLUENT를 이용한 수치해석, 레이저를 이용한 가시화 시험을 진행하였고, 노즐단면에서의 속도분포를 다른 논문의 실험결과와 비교하였다. Centerbody가 있는 경우 세차현상이 잘 일어났고 노즐 출구에서의 확산각이 증가함을 확인하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제20권1호
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• pp.21-28
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• 2017

Optimization process of pre-swirl nozzle geometry was conducted to improve the discharge coefficient of pre-swirl system by using CFD. The optimization of pre-swirl nozzle shape covered the converging angle and the location of the converging nozzle. Optimization process included Optimal Latin Hyper-cube Design method to get the experimental points and the Kriging method to create the response surface which gives candidate points. The process was finished when the difference between the predicted value and CFD value of candidate point was less than 0.1 %. This paper compared the Reference model, Initial model which is the first model of optimization and Optimized model to study flow characteristics. Finally, the discharge coefficient of Optimized model is improved about 17 % to the Reference model.

• 대한기계학회논문집B
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• 제36권2호
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• pp.171-179
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• 2012

고온부에 해당하는 터빈 노즐과 로터의 냉각은 가스터빈의 성능에 큰 영향을 미친다. 본 연구에서는 냉각 공기의 예냉각이 가스터빈과 복합화력 발전 성능에 미치는 영향을 알아보았다. 계산에 사용된 모델은 F-Class 가스 터빈이며 냉각을 고려한 터빈의 구성요소를 사용해 냉각공기의 변화에 대해 보다 정확한 모사를 구사하였다. 냉각공기의 예냉각에 따른 가스터빈의 성능변화를 나타내기 위해 탈설계 해석이 수행되었다. 노즐 및 로터의 냉각에 따른 성능 변화를 보다 정확하게 나타내기 위해 열역학적 냉각모델과 속도삼각형을 고려한 모델이 고려되었다. 또한 복합발전의 경우 냉각공기에서 추출된 열을 하부사이클에서 회수하여 스팀터빈을 구동하는데 추가적인 열을 공급하는 시스템이 구성되었다. 복합발전 시스템의 모든 냉각공기의 온도를 200K 예냉각하는 경우에 주유동가스의 유량증가로 인해 약 1.78%의 출력 증가를 나타내었으며 동일한 터빈 입구온도 유지를 위한 연료소모의 증가로 효율은 0.70% 포인트 감소하였다.

• 산업경영시스템학회지
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• 제41권3호
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• pp.186-193
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• 2018

Modern manufacturing industries is to produce both precise and robust mechanical parts without failure while they are in service. In order to prevent a part failure for its lifetime, a mechanical design for a part should be examined on a basis of mechanical simulation. A nozzle plate, being a key part in steam engines, changes flow directions of steam in a turbine used in power plant. This paper is to the design and test for part safety and durability. Currently, nozzle plates are fabricated by welding nozzles to their plates. Welding causes some defects on the used materials while they are being manufactured. Another major defect is un-even pitches between welded nozzles. Welding causes phase changes because of high melting temperature of metal. This leads to decay on the welding spots, which weakens their structural strength and then, may lead to early damages on mechanical structures. This research proposes assembly-typed nozzle plate without welding. From the beginning, nozzle and plate are designed for insertion-typed assembly. Nozzle head and foot are designed in accordance with the grooves on outer ring and inner ring of a plate to make mating surfaces. Then the nozzle plate should be proved for structural and fatigue safety before they are put in manufacturing. This research adopts commercial softwares for modeling and mechanical simulation. The test result shows that the design with smaller mating area and deeper insertion produces higher safety in terms of structure and durability. From the conclusion, this paper proposes the assembly-typed nozzle plate to replace the welding typed.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권9호
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• pp.889-898
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• 2009

본 연구에 적용된 터빈은 사류형 터빈이며 동익의 외경은 108 mm 이다. 터빈은 1.7-2.0%의 낮은 부분분사율에서 작동하므로 익형은 축류형으로 설계되었으며 2단으로 구성되었다. 분사가 축방향으로 형성된 경우와 반경방향으로 형성된 경우에 따른 성능특성의 차이가 연구되었다. 또한 터빈의 단수에 따른 성능특성도 비교 되었다. 터빈의 작동범위에 따른 비교를 위하여 회전수를 변경하면서 성능평가가 이루어졌을 뿐만 아니라 시스템의 평가를 위하여 총 비토오크가 얻어졌다. 사류형 터빈이므로 축방향으로 분사되는 경우가 반경방향으로 분사되어지는 경우보다는 양호한 성능을 얻었으며, 출구단 동익의 효과는 회전수에 의하여 좌우되지만 축방향 분사터빈 경우에 최대 7.8%의 비토오크 상승의 결과를 보여주었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제37권1호
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• pp.1-7
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• 2013

본 연구는 보조동력장치에 적용되는 구심터빈의 공력성능시험을 한국항공우주연구원의 고온 터빈 시험리그에서 수행한 결과이다. 리그시험을 위하여 터빈의 형상은 동일하되 팽창비, 마하수 및 유량계수는 실제 엔진과 동일한 값이 되도록 상사법칙을 적용하여 시험하였다. 설계 팽창비는 3.096이며, 상사된 설계회전수는 34909 rpm이고 상사된 터빈 입구온도는 $160^{\circ}C$이다. 터빈의 입구에는 익형 형상의 노즐이 설치되었으며 터빈 휠의 직경은 175.74mm이다. 시험을 통하여 터빈의 성능지도가 생성되었으며 터빈 입구에서의 상세 유동이 측정되었다. 노즐의 허브면에서 측정한 압력과 노즐의 쉬라우드 면과 터빈 휠 케이싱에서 측정한 압력 분포를 볼 때 터빈 내부에서의 팽창과정이 적절함을 확인할 수 있었다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2007년도 춘계학술대회B
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• pp.3270-3275
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• 2007

DME (Dimethyl Ether, $CH_3OCH_3$) has highly attracted attention as an alternative fuel for transportation, power generation and LPG substitute owing to its easy transportation and cleanliness. This study was conducted to verify the combustion performance and to identify potential problems when DME is fuelled to a gas turbine. GE7EA gas turbine of Pyong-Tak power plant was selected as a target to apply the DME. Combustion tests were conducted by comparing DME with methane, which is a major component of natural gas, in terms of combustion instability, $NO_X$ and CO emissions, and the outlet temperature of the combustion chamber. The results of the performance tests show that DME is very clean but has a low combustion efficiency in low load condition. From the results of the fuel nozzle temperature we have ascertained that DME is easy to flash back, and this property should be considered when operating a gas turbine and retrofitting a burner.

• 한국추진공학회지
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• 제15권4호
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• pp.41-47
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• 2011

75톤급 개방형 액체로켓 엔진에 장착되는 터보펌프의 터빈은 초음속 충동형 방식이다. 본 연구에서는 터빈 로터 앞전 두께가 성능에 미치는 영향을 실험을 통해 살펴보았다. 터빈 시험에서는 2가지 다른 앞전 두께를 가진 로터를 이용해 실험하였으며, 각 로터는 앞전 두께 대 피치비가 30톤 로터 대비 각각 1.9배와 1.4배이다. 시험 결과 로터 두께가 1.4배인 로터의 설계 상사점 효율이 1.5% 상승하였고, 동일 회전수에서 최대 효율이 나타나는 압력비도 완전팽창비 쪽으로 증가하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권1호
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• pp.8-13
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• 2017

한국형 발사체 3단 엔진용 터보펌프 터빈에 관해 성능 시험을 수행하여 성능 특성 결과를 분석하였다. 터빈은 초음속 충동형 방식의 단단 형태이며, 노즐은 시동 노즐 1개와 정상 운전용 노즐 4개로 이루어졌으며, 부분 분사 형태로 되어 있다. 한국항공우주연구원 내의 고압 공기 터빈 상사 시험 설비를 이용하여 상사 시험을 수행하였다. 시험 결과 효율은 회전수 변화에 크게 변화하며, 이에 반해 압력비 변화에는 다소 작게 변화하는 초음속 충동형 터빈의 일반적인 특성을 보이고 있다.