접수일 2010. 5. 13, 수정완료일 2010. 6. 7, 게재확정일 2010. 6. 13
* 학생회원, 부산대학교 대학원 항공우주공학과
** 종신회원, 부산대학교 항공우주공학과
*** 정회원, 한국항공우주연구원 터보펌프팀
†교신저자, E-mail: [email protected]
硏究論文
노즐과 익렬의 상대 위치에 따른 초음속 터빈의 유동특성에 대한 실험적 연구
조종재* ․ 김귀순**†․ 정은환***
Experimental Study to Investigate the Flow Characteristics of a Supersonic Turbine Depending on the Relative
Positions of Nozzle and Cascade
Jongjae Cho* ․ Kuisoon Kim**†․ Eunhwan Jeong***
ABSTRACT
Experiments were performed to investigate the flow characteristics of a partial admission supersonic turbine depending on the relative positions of nozzle and cascade. The flow was visualized by a Schlieren system. The static pressures at the turbine cascade inlet, passage and outlet were measured by pressure transducers. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions of the supersonic turbine were observed by the experiments.
And the flow characteristics in the supersonic turbine as the relative positions were observed.
초 록
노즐에 대한 익렬의 위치가 따른 부분 흡입형 초음속 터빈 내부의 유동특성에 미치는 영향을 파악하 고 그 특성을 살펴보기 위해 실험을 실시하였다. 터빈 익렬 내부의 유동 가시화를 위해 슐리렌 시스템 을 사용하였으며, 압력변환기를 이용하여 터빈 익렬 내부의 정압력을 측정하였다. 실험을 통해 충격파 를 포함한 복잡한 유동 형태와 유동박리, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었으며, 노즐에 대 한 터빈 익렬 위치에 따른 터빈 내부의 유동특성을 파악할 수 있었다.
Key Words: Supersonic(초음속), Cascade(익렬), Visualization(가시화), Schlieren(슐리렌)
Nomenclature c : chord
t .. : pitch
x, y ..: measurement position
P ...: pressure IN ...: passage inlet
OUT ...: passage outlet
PA : passage
Subscripts
ws : wall static 00 ...: nozzle inlet 02 ...: cascade outlet
1. 서 론
우주 발사체의 필수 구성요소인 추진제 공급 시스템은 액체로켓의 엔진에 연료와 산화제를 공급하는 기능을 하는 것으로 가압탱크 방식과 터보펌프 방식이 있다. 가압탱크 방식을 이용한 엔진은 그 단순성으로 인해 로켓의 상단엔진으 로 사용하는 사례가 많으나 고압 연소를 통한 성능의 극대화 측면에서는 한계가 있다[1]. 따라 서 엔진 성능의 극대화를 위한 엔진의 고압화를 위해서는 터보펌프의 사용이 필수적이다. 하지만 터보펌프의 경우 설계의 복잡성과 어려움으로 인해 우주발사체 실패사례의 상당수가 터보펌프 와 연관된 것일 만큼 터보펌프 성공적인 설계 및 개발이 우주 발사체 개발의 성공여부와 직결 된다고 볼 수 있다. 따라서 터보펌프의 개발은 우주 발사체의 성공적 개발을 위해서는 없어서 는 안 될 중요한 부분이다.
터보펌프는 가스 발생기에서 생성된 고온 고 압의 가스를 이용하여 구동되는 터빈을 구동원 으로 펌프를 작동시켜 액체로켓의 엔진에 연료 와 산화제를 공급하는 장치이다. 이러한 터보펌 프를 구동하는 터빈은 낮은 효율에도 불구하고 소형, 경량이면서 높은 출력을 낼 수 있는 초음 속 터빈이 주로 사용되며, 구동 터빈을 어떻게 설계하느냐에 따라 고성능과 경량화를 동시에 만족시킬 수 있다.
이러한 초음속 터빈의 유동특성에 대한 연구 는 국외의 경우, 50, 60년대 Westphal[2],
Moffitt[3], Colclough[4], Stratford[5][6] 등에 의 해 많은 기초 연구가 수행되어졌으며, 관련 연구 결과는 지속적으로 발표되고 있다. 액체 추진 로 켓의 개발 경험이 없는 국내에서도 소형위성 발 사체(KSLV-I) 사업을 진행하면서부터 터보펌프 구동용 초음속 터빈에 대한 본격적인 개발에 착 수하였으며, 한국항공우주연구원을 주축으로 학 계 및 산업계 등에서 다수의 관련 연구들이 이 루어졌다. 하지만 이러한 많은 관련 연구에도 불 구하고 초음속 터빈은 초음속 유동영역에서 작 동하여 기존의 아음속 터빈과는 다른 유동특성 을 가지므로, 이러한 조건에서는 터빈의 성능 예 측과 설계가 힘들고 신뢰도 역시 많이 떨어지는 것이 현실이다. 그리고 초음속 터빈의 경우 충격 파의 발생 여부에 따라 성능이 급격하게 변하며, 그 차이가 크다. 또한, 고속으로 회전하는 조건 에서 충격파에 의한 내부 유동의 상호작용과 그 에 따른 유동박리, 복잡한 3차원 유동현상 등으 로 인해 초음속 터빈의 내부 유동에 대한 완전 한 특성 파악은 여전히 어려운 상황이며, 이와 관련된 많은 연구들이 계속적으로 수행되어지고 있다.
일반적으로 초음속 터빈의 내부 유동특성에 대한 연구는 실험과 수치해석을 통한 연구에 의 해 이루어진다. 실험을 통한 연구의 경우, 실제 회전하는 터빈에 대한 실험과 회전하는 터빈을 정지 상태로 상사하여 실시하는 실험이 있다. 실 제 회전하는 터빈을 이용한 실험의 경우, 터빈 회전에 따른 노즐과 익렬의 상대 위치에 따른 유동특성 변화에 대한 특성을 구현할 수 있는 장점이 있으나, 회전하는 상태이므로 내부의 유 동특성을 파악하기가 힘든 단점이 있다. 그에 비 해, 정지 상태로 상사하여 실시하는 실험의 경 우, 다양한 가시화 기법 및 측정 방법 등을 이용 하여 내부의 유동특성을 파악하기 쉽다는 장점 이 있다. 하지만, 일반적으로 상사방법을 이용하 여 실시하는 실험의 경우, 한 경우의 노즐과 익 렬의 상대위치에 대해서만 실험을 실시하므로 다른 경우의 노즐과 익렬의 상대위치에 대한 터 빈 내부의 유동특성에 대해서는 파악하기 힘든
단점이 있다.
본 연구에서는 내부의 유동을 측정하기 쉬운 정지 상사 실험의 장점을 이용하면서, 터빈의 회 전과 함께 달라지는 노즐과 익렬의 상대위치에 따라 터빈 내부의 유동특성이 어떻게 달라지는 지에 대해 실험을 통해 관찰하였다. 이를 위해 터빈 익렬이 한 피치(Pitch) 회전하는 영역을 몇 구간으로 나누고 각 구간에 대한 익렬 위치에 따라 정지 상사 실험을 실시하였으며, 이를 통해 노즐에 대한 익렬의 상대적 위치에 따른 초음속 터빈의 내부 유동특성을 살펴보았다.
실험은 소형의 초음속 풍동, 2차원 초음속 노 즐과 터빈 익렬을 설계․제작하여 부분 흡입형 초음속 터빈의 유동을 모사하였다. 유동특성을 살펴보기 위해 슐리렌(Schlieren) 시스템을 이용 하여 터빈 내의 유동을 가시화하고 터빈 익렬 입x출구 및 유로의 정압력을 측정하였다.
2. 실험 장치 및 실험 방법
2.1 실험 장치
본 실험을 위해 설계한 초음속 풍동의 전체적 인 개략도는 Fig. 1과 같으며, 본 연구에 사용된 실험조건은 Table 1과 같다. 실험장치는 실험 압 력 공급원을 위해 사용한, 최대 충전압력이 10.3 MPa, 부피가 42 인 고압질소용기 10개와 노즐 입구 압력을 일정하게 유지시키기 위한 압력조 절기(Regulator), 실험의 시작과 종료를 제어하기 위한 On/off 밸브 그리고 시험부(Test-section)로 구성되어있다. 그리고 작동유체는 질소를 사용하 였다.
실험에 사용한 초음속 노즐은 입x출구 면적비 가 1.387인 수축-확산 노즐로 특성곡선법 (Method of characteristic)을 이용하여 설계하였 다. 블레이드는 충동형(Impulse type) 터빈 익형 으로, 코드(Chord) 길이는 30.82 mm, 피치는 19.64 mm이고, 솔리더티(Solidity)가 0.64이며, 형 상은 Fig. 2와 같다. 시험부에는 슐리렌 시스템 을 이용하여 유동을 가시화하기 위해 석영유리 로 제작된 창을 설치하였다.
Fig. 1 Schematic of the Experimental Apparatus
Fig. 2 Supersonic Blade Profile
Table 1. Experimental Conditions
비열비 1.4
가스상수 297 J/kg·s
작동유체 질소
노즐 입구 전압력 517041 Pa 노즐 출구 정압력 101325 Pa 노즐 입x출구 압력비 5.1
노즐 입구 전온도 297 K 노즐 출구 마하수 1.722
노즐 면적비 1.387
노즐 설치각 20.5˚
블레이드 코드 30.82 mm 블레이드 피치 19.64 mm
2.2 실험 과정 및 데이터 획득
본 실험의 모든 과정은 실험 프로그램에 의해 제어된다. 실험은 실험 프로그램을 작동시켜 On/off 밸브가 열림과 동시에 시작되며, 실험의 시작과 동시에 노즐 입구 압력, 노즐 입구 온도가 각각 압력 변환기(Druck, PMP 1400, accuracy :
±0.25% of full scale(1MPa))와 열전대(Omega,
C01-K)에 의해 측정된다. 각 경우의 실험시간은 약 40초 정도이다. 터빈 익렬 내의 정압력은 Fig.
3과 같이 익렬 유로 입구 15곳, 익렬 유로 9곳, 익 렬 출구 15곳의 압력탭을 통해 3개의 압력 변환기 (Setra, C204, accuracy : ±0.07% of full scale (172.4kPa))를 이용한 다채널 압력 측정 장치에 의 해 각 부분의 압력이 측정되며, 압력탭의 직경은 0.2 mm이다. 터빈 익렬 입x출구 정압력 측정 시 에는 Fig. 3에 표시된 가로 방향 화살표가 x축이 되며, 터빈 익렬 유로 정압력 측정 시에는 세로 방향 화살표가 x축이 된다. 측정된 데이터는 자료 획득장치(National Instrument, NI-6014)를 통해 실시간으로 컴퓨터에 저장된다.
본 연구에서는 초음속 터빈 유동가시화를 위해 슐리렌 시스템을 사용하였다. 슐리렌 영상을 획득 하기 위해 Z-type 슐리렌 시스템을 사용하였으며, 광원으로는 150W 텅스텐 연속광을 사용하였다.
가시화된 영상을 획득하기 위해 고속카메라 시스 템(Kodak, SR Ultra-C)을 사용하였다. 카메라는 실험의 시작과 동시에 작동되며 실험에 의해 획득 된 영상은 광학 필터로 보정하여 디지털 영상으로 저장하였다.
y
y
Fig. 3 Location and Configuration of Pressure Taps
Movin
Fig. 4 Schematic of Experimental Setup
3. 초음속 터빈 실험
3.1 초음속 터빈 유동 가시화
이 실험은 Fig. 4와 같이 노즐과 익렬을 조합 하여 실시하였으며 실험을 통해 터빈 익렬 위치 에 따른 유동특성을 관찰하여 부분 흡입에 의한 손실이 발생하는 특성을 알아보았다. 터빈 익렬 의 위치는 한 개 유로의 피치를 5등분으로 나누 어 정하였다.
Figure 5(a)~(e)는 실험을 통해 획득한 슐리렌 영상으로 노즐에 대한 터빈 익렬의 상대 위치가 0/5 피치일 때부터 4/5 피치일 때까지의 가시화 영상이다. 획득영상의 유동특성을 설명하기에 앞 서, 1번과 2번 블레이드 사이의 유로는 1번 유 로, 2번과 3번 블레이드 사이의 유로는 2번 유 로, 3번과 4번 블레이드 사이의 유로는 3번 유로 로 정의한다.
Figure 5(a)는 익렬의 위치가 0/5 피치일 때의 가시화 영상이다. 그림 상의 포인트는 압력 측정 탭의 위치를 표시한 것이다. 영상의 오른쪽 상단 이 노즐 상부면이며, 오른쪽 중앙에 보이는 돌출 부는 노즐 하부면 끝단이다. 그리고 노즐 내부의 일부분이 노출되어져있는 것을 볼 수 있다. 영상 오른쪽 중간부분의 노즐 출구 하부면 끝단에서 2번 유로를 지나는 제트 경계층(Jet boundary)을 관찰할 수 있다. 그리고 노즐 내부에서 발생한 충격파들을 볼 수 있는데 이것은 노즐 제작 시 에 발생한 표면 가공에 의한 거친 표면 조도 때 문에 발생한 것으로 생각된다. 노즐에서 나온 유 동이 3번 블레이드 앞전에 부딪히면서 궁형 충 격파(Bow shock)가 발생하는 것을 관찰할 수 있 다. 2번 블레이드 앞전의 흡입면 방향에서 발생한 궁형 충격파는 노즐 출구 상부면에서 반사되나, 그 뒤를 따라 발생한 팽창파(Expansion wave)에 의해 상쇄되는 것을 볼 수 있다. 3번 블레이드 앞 전의 압력면(Pressure surface) 방향에서 발생한 궁형 충격파는 제트 경계층에서 반사되어 팽창파 로 바뀌는 것을 볼 수 있으며, 뒤이어 발생한 팽 창파와 서로 겹치는 것을 알 수 있다. 노즐 출구 상부면 끝단(A지점)에서는 궁형 충격파에 이어
C A
B
(a) 0/5 Pitch
B
A
(b) 1/5 Pitch
B A
(c) 2/5 Pitch
B A
(d) 3/5 Pitch
B A
(e) 4/5 Pitch
0 3
1 2
(f) 5/5 Pitch (same with Fig. 5(a)) Fig. 5 Visualized Images of the Supersonic Turbine Cascade Flow as the Positions (Schlieren Images) 발생한 팽창파에 의한 정압력 감소로 인한 배압
(Back pressure) 차이에 의해 노즐 출구 유동이 과대팽창(Over- expansion)되어 경사 충격파가 발 생하는 것을 볼 수 있다. 이 발생한 충격파가 3 번 블레이드 앞전으로부터 코드길이 약 30% 되 는 지점의 흡입면(Suction surface)(B지점)에서 반사되는 것을 관찰할 수 있으며, 익렬 내부의 유동의 충격파들이 유로 내부에서 반사되면서 다이아몬드 형상을 보이며 후류로 빠져나가는 것을 볼 수 있다. 그리고 3번 블레이드 앞전으로 부터 코드길이 약 35% 되는 지점 흡입면(C지점) 에서 유동박리가 발생하는 것을 알 수 있으며, 1 번과 2번 블레이드 뒷전에서 Fish-tail 충격파가 발생하는 것을 관찰할 수 있다. Fig. 5(b)는 익렬 의 위치가 1/5 피치일 때의 가시화 영상이다. 익 렬의 위치가 바뀜에 따라 노즐 출구 하부면 끝 단에서 2번 유로를 지나는 제트 경계층이 2번
블레이드 흡입면을 스쳐 지나가는 것을 관찰할 수 있다. 그리고 노즐에서 나온 유동이 3번 블레 이드 앞전에 부딪히면서 궁형 충격파가 발생하 는 것을 관찰할 수 있으며, 전체적인 형상은 앞 선 경우와 유사하다. 익렬의 위치가 이동함에 따 라 3번 블레이드 앞전과 노즐 출구 상부면 사이 (A지점)의 간격이 줄어들어 과대팽창된 노즐에 서 발생하는 유동과 흡사한 형태의 유동 형상이 나타나는 것을 관찰할 수 있다. 그리고 0/5 피치 인 경우의 3번 블레이드 앞전으로부터 코드길이 약 35% 되는 지점의 흡입면에서 발생한 유동박 리가 1/5 피치인 경우에서는 3번 블레이드 앞전 과 노즐 출구 상부면의 줄어든 간격으로 인해 유동이 앞선 경우보다 가속됨에 따라 유동박리 가 30%지점 흡입면(B지점)에서 발생하는 것을 알 수 있으며, 유동 박리 영역도 0/5 피치인 경 우보다 커졌음을 알 수 있다. 3번 블레이드 뒷전
에서 발생한 Fish-tail 충격파도 커진 유동 박리 영역으로 인해 흡입면 쪽에서는 발생하지 않는 것을 볼 수 있다. Fig. 5(c)는 익렬의 위치가 2/5 피치일 때의 가시화 영상이다. 익렬의 위치의 변 화로 인해, 1/5 피치 경우의 2번 블레이드 흡입 면을 스쳐 지나가는 제트 경계층이 2번 블레이 드 앞전과 만나는 것을 관찰할 수 있으며, 2번 블레이드 앞전에서 경사 충격파가 발생하는 것 을 관찰할 수 있다. 그리고 그 뒤를 이어 팽창파 가 발생하는 것을 볼 수 있다. 2번 블레이드 흡 입면에서 노즐에서 발생한 충격파들이 반사되는 것을 관찰할 수 있다. 그리고 1/5 피치인 경우 에서 관찰되지 않았던 유동박리는 2번 유로가 완전히 노즐 출구 유동영역의 범위에 들어감에 따라, 2번 블레이드 앞전으로부터 코드길이 약 30% 되는 지점의 흡입면(B지점)에서 발생하는 것을 볼 수 있다. 3번 블레이드 앞전에서는 2번 블레이드에서 발생한 팽창파로 인해 유동 마하 수가 증가함에 따라, 궁형 충격파가 1/5 피치인 경우보다 좀 더 유로 쪽을 향한 것을 알 수 있 으며, 익렬의 위치가 이동함에 따라 3번 블레이 드 앞전과 노즐 출구 상부면 사이(A지점)의 간 격이 더욱 줄어들어 사이 간격을 통과한 유동이 1/5 피치인 경우에 비해 더 많이 가속되는 것을 볼 수 있다. 그리고 3번 유로로의 흐름이 앞선 경우보다 줄어듦에 따라, 1/5 피치인 경우의 3 번 블레이드 앞전으로부터 코드길이 약 30% 되 는 지점의 흡입면에서 발생했던 유동박리는 2/5 피치 경우에서 거의 판별할 수 없는 정도인 것 을 알 수 있다. Fig. 5(d)는 익렬의 위치가 3/5 피치일 때의 가시화 영상이다. 2번 블레이드 앞 전에서 강한 궁형 충격파가 발생함에 따라, 그 뒤를 이어 강한 팽창파가 발생하는 것을 볼 수 있다. 2번 유로가 완전히 노즐 출구 유동 영역 에 들어옴에 따라, 2번 블레이드 앞전으로부터 코드길이 약 35% 되는 지점의 흡입면(B지점)에 서 유동 박리가 발생하는 것을 알 수 있으며, 2/5 피치인 경우보다 유동 박리영역이 줄어든 것을 알 수 있다. 3번 블레이드 앞전에서는 2번 익렬에서 발생한 팽창파로 인해 경사 충격파가
2/5 피치인 경우보다 좀 더 유로 쪽을 향한 것 을 알 수 있으며, 익렬의 위치가 이동함에 따라 3번 익렬 앞전과 노즐 출구 상부면 사이(A지점) 의 간격이 더욱 줄어들어, 사이 간격을 통과한 유동이 3번 유로로 흐르지 못하고 노즐 상부면 출구 벽면을 타고 흐르는 것을 관찰할 수 있다.
Fig. 5(e)는 익렬의 위치가 4/5 피치일 때의 가 시화 영상이다. 2번 블레이드 앞전에서 궁형 충 격파가 발생하는 것을 관찰할 수 있다. 2번 블레 이드 앞전이 마하수가 높은 노즐 출구 주유동 속으로 들어감에 따라 3/5 피치인 경우보다 궁 형 충격파가 좀 더 유로쪽을 향하는 것을 볼 수 있으며, 그 뒤를 이어 강한 팽창파가 발생하는 것을 볼 수 있다. 그리고 2번 블레이드 앞전으로 부터 코드길이 약 35% 되는 지점의 흡입면(B지 점)에서 유동 박리가 발생하는 것을 알 수 있다.
익렬의 위치가 이동함에 따라 노즐 출구 상부면 제트 경계층이 3번 블레이드 앞전과 만남에 따 라, 3번 블레이드와 노즐 출구 상부면 사이(A지 점)로 유동이 거의 흐르지 않음에 따라, 3번 유 로를 통해서도 유동이 거의 흐르지 않는 것을 알 수 있다. Fig. 5(f)는 익렬의 위치가 5/5 피치 일 때의 가시화 영상으로 0/5 피치일 때와 같은 영상이다.
3.2 초음속 터빈 익렬 내부 정압력 측정
초음속 터빈 익렬 내부 정압력은 Fig. 4의 실 험 개략도와 같이 익렬을 피치 방향으로 이동시 켜가며 각 위치에 따른 익렬 입x출구 및 유로의 정압력을 측정하였다.
Figure 6은 측정된 터빈 익렬 입구의 정압력을 나타낸 그래프이다. 그래프의 X축은 측정된 위 치를 블레이드 피치로 나눈 무차원화된 값으로 점선 부분은 각 블레이드의 앞전을 나타내며, Y 축은 측정된 정압력을 노즐 입구 전압력으로 나 눈 값을 나타낸다. Fig. 6의 1번 유로에서 나타 난 그래프 값에서 2/5 피치까지 노즐 출구의 유 동이 유입되지 않음에 따라 정압력이 대기압으 로 일정하게 유지되다, 익렬의 위치가 3/5 피치 를 지남에 따라 노즐 출구의 유동이 1번 유로에
Flow 0/5Picth-IN 1/5Picth-IN 2/5Picth-IN 3/5Picth-IN 4/5Picth-IN y
(y/t)
Fig. 6 Static Pressures of the Supersonic Turbine Cascade Inlet as the Positions
Flow 0/5Picth-OUT
1/5Picth-OUT 2/5Picth-OUT 3/5Picth-OUT 4/5Picth-OUT y
(y/t)
Fig. 7 Static Pressures of the Supersonic Turbine Cascade Outlet as the Positions
들어오면서 2번 블레이드 앞전에서 발생한 궁형 충격파에 의해 정압력이 상승하는 것을 볼 수 있다. 2번 유로의 경우, 1/5 피치까지 3번 블레 이드 앞전에서 발생한 궁형 충격파에 의해 정압 력이 상승하는 것을 알 수 있으나, 2/5 피치 이 후에는 3번 블레이드 앞전 부근에 설치된 정압 탭을 지나서 경사 충격파가 발생하여 정압력이 다른 경우에 비해 작게 나오는 것으로 생각된다.
유동이 확산되는 3번 유로에서는 익렬 위치가 0/5 피치부터 2/5 피치까지 노즐 출구 유동이 확산됨에 따라 정압력이 급격하게 감소하는 것 을 볼 수 있다. 익렬 위치 3/5 피치 이후에도 노 즐 출구 유동이 노즐 출구 윗벽면을 따라 확산 되어 흘러, 3번 유로에서의 정압력 값이 대기압 으로 유지되는 1번 유로에 비해 낮게 나온 것을 알 수 있다.
Figure 7은 측정된 터빈 익렬 출구의 정압력을 나타낸 그래프이다. 익렬 출구 1번 유로의 정압 력의 경우, 2/5 피치까지는 2번 유로 출구 유동 의 영향을 약하게 받기는 하지만, 노즐 출구의 유동이 유입되지 않음에 따라 각 경우의 정압력 이 거의 유사하게 유지되는 것을 알 수 있다.
3/5 피치 이후부터는 2번 블레이드 뒷전에서 Fish- tail 충격파 이전에 발생하는 팽창파에 의 해 정압력이 상대적으로 감소하는 것을 볼 수 있다. 2번 유로의 경우, 익렬 유로를 채우는 유
동의 제트 경계층 및 익렬 뒷전에서 발생하는 팽창파의 위치와 영역이 익렬 위치에 따라 달라 짐으로 2번 유로 출구의 정압력이 높아지거나 낮아지는 것을 알 수 있다. 3번 유로의 정압력은 노즐 출구 유동이 3번 유로로 유입되는 익렬 위 치 2/5 피치까지는 익렬 유로 출구의 유동에 의 한 정압력의 변화가 보이나 노즐 출구 유동이 거의 유입되지 않는 익렬 위치 3/5 피치 이후에 는 정압력의 변화가 거의 없음을 알 수 있다.
Figure 8은 터빈 익렬 유로 내의 정압력을 측 정한 그래프이다. 그래프의 X축은 측정된 위치 를 블레이드 코드로 나눈 무차원화된 값이며, Y 축은 측정된 정압력을 노즐 입구 전압력으로 나 눈 값을 나타낸다. Fig. 8의 터빈 익렬 1번 유로 에서의 정압력 값은 모든 실험 경우에 대해 노 즐 출구 유동이 1번 유로로 거의 유입되지 않음 에 따라 익렬 위치 변화에 상관없이 거의 일정 한 값을 가지는 것을 알 수 있다. 2번 유로에서 의 익렬 위치 0/5 피치의 정압력 값 역시 노즐 출구 유동이 설치된 정압력 탭을 지나지 않음에 따라 거의 일정한 값을 가지는 것을 볼 수 있다.
2번 유로 입구 정압력의 경우, 2/5 피치 이후에 는 노즐 출구의 유동이 2번 유로를 완전히 채움 에 따라 2번 블레이드 앞전에서 발생한 궁형 충 격파의 영향으로 1/5 피치 이하인 경우보다 높 게 나오는 것을 알 수 있다. 또한 2번 유로가 2
Flow
0/5Picth-PA 1/5Picth-PA 2/5Picth-PA 3/5Picth-PA 4/5Picth-PA
Fig. 8 Static Pressures of the Supersonic Turbine Cascade Passage as the Positions
번 블레이드 흡입면에 발생한 유동박리에 의해 수축-확산유로의 형태를 가짐에 따라 익렬 내부 의 유동이 가x감속되어 정압력이 증x감하는 것을 볼 수 있다. 3번 유로 입구 정압력의 경우, 노즐 출구의 유동이 3번 유로로 유입되면서 2/5 피치 까지 확산되는 정도가 커짐에 따라 정압력이 감 소하다가 노즐 출구 유동의 3번 유로 유입 정도 가 감소함에 따라 3/5 피치 이후부터는 확산 정 도가 줄어들어 정압력의 감소폭이 줄어드는 것 을 알 수 있다. 3번 유로에서의 정압력 값은 노 즐 출구 유동이 유입되는 익렬 위치 2/5 피치까 지 변화가 관찰되나, 노즐 출구 유동이 거의 유 입되지 않는 익렬 위치 3/5 피치 이후에는 거의 일정한 값을 유지하는 것을 볼 수 있다.
4. 결 론
본 연구에서는 초음속 터빈 익렬의 유동특성을 관찰하기 위해 소형 초음속 풍동을 제작하여 노 즐에 대한 터빈 익렬의 상대 위치에 따른 유동특 성을 관찰하였다.
실험 결과를 통해 익렬의 상대 위치에 따라 나 타나는 복잡한 형태의 충격파와 그에 따른 내부 유동특성을 관찰할 수 있었으며, 노즐 출구 유동 영역으로 들어오는 유로와 나가는 유로의 경우, 유동특성의 변화 정도가 큰 것을 확인할 수 있다.
특히, 3번 블레이드 앞전과 노즐 출구 상부면 사 이의 유동에 경우, 노즐에 대한 익렬의 위치가 이동함에 따라 간격이 변하면서 이 사이를 통과 하는 노즐 출구 유동이 확산되며, 일정 위치의 노즐-익렬 상대 위치가 지나면 더 이상 노즐 출 구 유동이 유입되는 정도가 점차 줄어드는 것을 관찰할 수 있었다.
후 기
본 연구는 한국연구재단을 통해 교육과학기술 부의 우주기초원천기술개발 사업(NSL, National Space Lab)으로부터 지원받아 수행되었습니다 (2008-2006289).
참 고 문 헌
1. 김진한, 홍순삼, 정은환, 최창호, 전성민, “30 톤급 액체로켓엔진용 터보펌프 개발현황,” 한 국추진공학회 2005년도 추계학술대회, 2005, pp.375-383
2. Willard, R. and Westphal, “The design and cascade tests of free-contour 160° turning supersonic-turbine-blade sections,” NACA research memorandum, RM L57F21, 1962 3. Thomas, P. and Moffitt, “Design and experi-
mental investigation of a single stage
turbine with a rotor entering relative Mach number 2,“ NACA research memorandum, RM E58F20a, 1958
4. Colclough, C. D., “Design of turbine blades suitable for supersonic relative inlet velocities and the investigation of their performance in cascades: part II experiments, results and discussion,” Journal of mechanical engineering science, Vol. 8
No. 2, 1966, pp.185-196
5. Stratford, B. S. and Sansome, G. E., “Theory and tunnel tests of rotor blades for supersonic turbines,” NACA research memorandum, R&M 3275, 1965
6. Stratford, B. S. and Sansome, G. E., “The performance of supersonic turbine nozzles,”
NACA research memorandum, R&M 3273, 1962
