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학술저널
저자정보
이동호 (한국항공우주연구원) 강영석 (한국항공우주연구원) 김재호 (한국항공우주연구원) 이재빈 (두산중공업) 이창용 (두산중공업)
저널정보
한국유체기계학회 한국유체기계학회 논문집 한국유체기계학회 논문집 제23권 제2호(통권 제119호)
발행연도
2020.4
수록면
5 - 15 (11page)
DOI
10.5293/kfma.2020.23.2.005

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이 논문의 연구 히스토리 (5)

2020

천음속 선형 터빈 캐스케이드에서 막냉각 및 내부냉각이 적용된 2단 터빈 베인의 냉각성능 연구: 전냉각효율 측정
이동호 ,  강영석 ,  김재호 외 2명 한국유체기계학회 논문집 2020.04 학술저널

2019

천음속 터빈 상사시험리그에서의 적외선 열화상 카메라 활용 냉각성능 평가
이동호 한국유체기계학회 학술대회 논문집 2019.07 학술대회자료

2016

천음속 캐스케이드 및 고온 캐스케이드 시험리그를 이용한 1,400℃급 고압터빈 냉각성능 시험평가 연구
이동호 ,  김형모 ,  박부민 외 2명 한국유체기계학회 학술대회 논문집 2016.11 학술대회자료
천이 적외선 열화상 기법을 활용한 열전달계수 및 막냉각효율 측정
이동호 ,  정희윤 한국유체기계학회 학술대회 논문집 2016.06 학술대회자료

2015

천음속 환형 터빈 노즐 캐스케이드 구축 현황 및 시험기법 소개
이동호 ,  강정식 ,  차봉준 한국유체기계학회 학술대회 논문집 2015.12 학술대회자료

초록· 키워드

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The present study investigated the cooling performance of the second stage turbine nozzle vane using a transonic linear turbine cascade test facility. For experiments, 500 hp or 2,250 hp compressor and electric heaters were used for mainstream supply and 50 hp compressor for secondary flow supply and a single nozzle vane with adjusted sidewalls on each side of the nozzle was installed in the test section. The test nozzle model having complex cooling configuration was made of Inconel 718 using metal 3D printing technique. The overall cooling effectiveness of the cooled turbine nozzle vane was measured using two Infrared cameras. Four different sets of experiments were conducted under two different mainstream conditions, subsonic and transonic conditions and the corresponding Reynolds numbers of the mainstream are 6.5x10<SUP>5</SUP> and 1.3x10<SUP>6</SUP> based on chord length, respectively. The results showed that overall cooling effectiveness on the nozzle vane surface is dominated by internal heat convection in a rib-roughened surface, film cooling flow around the leading edge region and heat conduction around the hole and pin-fins. When comparing the results at different inlet Reynolds numbers of the internal cooling passage, the internal cooling configuration has more dominant effect on overall cooling performance than film cooling. Therefore it is obvious that overall cooling effectiveness as well as film cooling effectiveness should be taken into account to assess exact cooling performance and characteristics on turbine nozzle vane cooling design.
#Transonic Linear Turbine Cascade(천음속 선형 터빈 캐스케이드) #Second Stage Turbine Vane(2단 터빈 베인) #Overall Cooling Effectiveness(전냉각효율) #Fan-shaped Film Cooling Hole(팬 형상 막냉각 홀) #Internal Passage Cooling(내부유로 냉각) #Infrared Thermography Method(적외선 열화상 기법)

목차

ABSTRACT
1. 서론
2. 시험장치 및 방법
3. 시험결과
4. 결론
References

참고문헌 (11)

참고문헌 신청
Rhee, D. H / 2016 / Film Cooling Performance Improvement with Optimized Hole Arrangements on Pressure Side Surface of Nozzle Guide Vane –Part II: Experimental Validation google schola Rhee, D. H / 2017 / Overall Cooling Effectiveness Measurements on Pressure Side Surface of the Nozzle Guide Vane with Optimized Film Cooling Hole Arrangements google schola Lee, S / 2016 / Film Cooling Performance Improvement with Optimized Hole Arrangements of Pressure Side Surface of Nozzle Guide Vane –Part I: Optimization & Numerical Investigation google schola Nathan, M. L / 2012 / Adiabatic and Overall Effectiveness for the Showerhead Film Cooling of a Turbine Vane google schola Wiese, C. J / 2018 / Influence of Scaling Parameters and Gas Properties on Overall Effectiveness on a Leading Edge Showerhead google schola

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