Aerodynamic Design of the Secondary Cooling Flow Path in Gas Turbines

Abstract

회전하는 가스터빈 블레이드는 고온, 고압의 환경에 노출되기 때문에 이차 냉각 유로의 설계는 블레이드 냉각 시스템의 효율과 안정성에 직접적인 영향을 미친다. 이차 냉각 유로는 압축기에서 확보한 냉각 공기의 압력 손실을 최소화하여 적절한 온도, 압력, 유량의 냉각 공기를 블레이드로 공급할 수 있도록 설계된다. 이때, 가스터빈 엔진의 고정부에서 회전부로 냉각 공기를 공급하기 위해서 다양한 형태와 종류의 프리스월(pre-swirl) 시스템이 유로에 적용된다. 본 연구에서는 베인(vane)형 프리스월 노즐과 리시버홀이 동일한 반경에 설치된 Direct-transfer 프리스월 시스템을 사용하였으며, 이차 냉각 유로 시스템의 성능 및 효율을 평가하기 위한 지표로서 유량계수(discharge coefficient)와 단열계수(adiabatic effectiveness)가 사용되었다. 가스터빈의 이차 냉각 유로는 일반적으로 주 유로의 설계 목표에 의해 설계 범위가 한정되므로, 설계 과정에서 많은 제한조건들을 동반하게 된다. 본 연구에서는 전산유체역학(CFD)을 활용하여 기존에 경험적으로 해결하던 이차 냉각 유로 부품 설계에 대한 정량적인 지표와 방향을 제시하였다. 유한 요소 해석을 위해 기존의 선행 연구 자료와 신규 실험 데이터를 활용하여 CFD 기법을 검증하였으며, 상용 해석 프로그램인 ANSYS CFX 2021 R2를 사용하여 SST k-ω 난류모델이 적용된 RANS 방정식의 해를 계산하였다. CFD를 활용하여 유로의 각 부품들에 대한 유효 설계 변수를 선정하고 프리스월 시스템의 효율을 상승하는 방법이 제시되었다. 첫 번째로, 부분적으로 구조적 지지대가 설치된 환형 입구 덕트에서 발생하는 공력 손실을 최소화하기 위한 매개변수 분석(parametric analysis)을 진행하였다. 일정한 힘을 받는 상부 지지 면적을 유지하는 경우, 모서리의 반지름이 증가할수록 유동 박리가 감소하였으며, 지지대 후방의 후류 영역은 지지대의 개수와 기울기에 의해 제어될 수 있었다. 추가적으로 프리스월 리시버홀의 형상이 시스템 효율에 미치는 영향성을 분석하기 위한 매개변수 분석이 진행되었다. 리시버홀의 개수, 모서리 형상, 기울기, 입출구 면적비를 설계 변수로 사용하였으며 프리스월 시스템의 입출구 면적비가 클수록 시스템 효율이 증가하였다. 특히, 면적비가 동일한 경우, 리시버홀의 직경을 최소화하고 개수를 늘린 형상에서 더 높은 성능이 확보되었다. 이는 노즐 출구에서 발생하는 벽면 손실을 최소화할 수 있는 유로 중심부의 유동이 가장 많이 획득되는 형상이기 때문이다. 또한 리시버홀의 기울기보다는 스월비와 리시버홀 입구 모서리의 형상이 시스템 성능에 더 큰 영향성을 가지고 있는 것을 확인하였다. 두 번째로 프리스월 노즐에 대한 설계 변수 최적화가 진행되었다. 베인형 노즐은 단일 설계 변수의 성능에 대해 독립적으로 판단하기 어렵기 때문에, 최적화 과정을 통해 효율을 개선하였다. 목적함수는 유량계수와 단열계수를 최대화하도록 정의하였다. 설계 영역을 제한하기 위해 민감도 분석을 진행하였으며, 노즐의 스팬(span) 방향 3개의 면에 대한 7개의 설계 변수를 선정하였다. 최초 실험점을 효율적으로 분산시키기 위해 OLHD 기법을 사용하였으며, Kriging 모델을 활용한 근사모델을 구축하였다. 이때 근사모델의 신뢰도는 예측 형상과 CFD 계산 결과의 오차가 수렴 기준을 충족할 때까지 ALHD 기법을 활용하여 개선하였다. MOGA를 통해 획득한 최적화 형상은 스팬 방향에 대한 벽면 근처의 유동이 균일한 분포를 나타내었으며, 끝 단의 오목한 형상은 유로의 중심부로 유동이 집중될 수 있게 하였다. 이는 노즐이 유동에 회전 성분을 부여하는 과정에서의 손실을 최소화시키고, 원형의 리시버홀로 유입되는 유동을 가장 이상적으로 유도해 줄 수 있는 형상이다. 결과적으로 동일한 경계조건에서 단열계수의 손실 없이 유량계수를 증가시킬 수 있었으며, 이는 다양한 탈설계(off-design) 조건에서도 유의미한 것을 확인할 수 있었다. 마지막으로, 1단 터빈 블레이드와 2단 캐비티(cavity)로 분배되는 유동 특성에 대해 분석하고, 각 단의 유량과 정압 특성을 제어하는 방법론을 제시하였다. 설계 변수는 각 단의 리시버홀 개수, 직경과 노즐의 개수가 고려되었다. 다양한 경계조건에서 시스템 효율을 유지시키기 위해서는 스월비(swirl ratio)와 유로 목면적이 가장 유효한 설계 변수로 고려되었으며, 유로의 목면적은 노즐의 개수를 변경하여 조절하였다. 결과적으로 전체 시스템의 효율 저감을 최소화하고 각각의 리시버홀 출구 유량과 정압을 독립적으로 제어할 수 있었다. 또한, 유로 출구의 목표 유량과 정압에 따른 시스템 성능 곡선을 제시하였다.| The design of a secondary cooling flow path plays a crucial role in a gas turbine given that its performance directly influence the efficiency and reliability of turbine cooling systems. Because turbine blades are exposed to high temperatures and pressure, the Secondary Air System (SAS) must supply enough cooling air at an appropriate temperature at the expense of pressure drop. Different pre-swirl system have been widely adopted in secondary cooling flow path to supply cooling air from engine stationary parts to the rotational parts. Because the design range of the SAS is mostly limited by the main flow path of the gas turbine, it is accompanied by various problems during design process. In this study, quantitative guidelines for problems that have been solved empirically so far are presented through Computational Fluid Dynamics (CFD) analysis of the main components of the secondary cooling flow path. The solutions for the Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equation were calculated using the commercial code ANSYS CFX 2021 R2 using a Shear Stress Transport (SST) k-ω turbulence model. Furthermore, the CFD techniques were validated using open literature contributions and experimental data. Using CFD approaches, methodologies for improving the efficiency of the pre-swirl system are presented, and effective design factors are derived for each component. First, a parametric analysis was performed to improve the efficiency at the inlet duct and receiver hole. The inlet duct design for the partial annulus type pre-swirl system was investigated to minimize aerodynamic losses. By utilizing the same loading area as of the initial model, the flow separation at the buttress edge was reduced by increasing the fillet radius of the buttress edge, and the wake region after the buttress was controlled based on the number and the buttress inclination angle. Moreover, the design variables of the receiver hole such as the edge shape, inclined angle, area ratio, and the number of receiver hole were analyzed based on the system efficiency. The pre-swirl system performance increased as the area ratio increased, and a large number of small-diameter receiver holes showed improved performance under a fixed area ratio. This shape obtained the most mass flow rate at the center of the flow path with minimal wall loss at the nozzle outlet. Second, the efficiency of the vane-type nozzle was improved through the optimization process because it was difficult to independently determine the effect of a single design variable. Post sensitivity analysis, seven design variables were chosen on the three planes in the spanwise direction of the nozzle. The Optimal Latin-Hypercube Design (OLHD) method was used to obtain the initial scattered design models, and the additional models were added using the Augmented Latin-Hypercube Design (ALHD) method. Additionally, the Kriging model was constructed as a surrogate model, which was refined iteratively until it satisfied the convergence criteria between the estimated design model and CFD result. Using the Multi-Objective Genetic Algorithm (MOGA), the optimized model improved the spanwise uniformity of the flow path, and the discharge coefficient increased by 2.57% while the adiabatic effectiveness remained nearly constant. Furthermore, the system performance was analyzed for the various off-design conditions. Lastly, the flow distribution characteristics of the secondary cooling air flowing into the first-stage turbine blade and second-stage cavity were analyzed, and the methodologies were devised to control each flow characteristics. As design variables, the number and diameter of receiver holes, and the number of nozzles in each stage were considered. The swirl ratio and pre-swirl nozzle throat area were the key parameter responsible for maintaining the system efficiency, whereas the number of nozzle was selected as a design variable to change the nozzle throat area. As a result, the performance curves of the SAS within the designable range were presented.