항공기용 고압 터빈의 정상 및 비정상 수치해석

Abstract

고압 가스터빈의 노즐 베인과 로터 블레이드에서는 충격파와 2 차 유동이 발생하여 정확한 유동을 예측하기 어렵다. 특히 2 차 유동은 가스터빈 전체의 효율의 손실을 줄 수 있는 복잡한 유동이다. 본 연구에서는 복잡한 2 차 유동을 예측하기 위하여 정상 및 비정상 수치해석을 수행하였다.RANS(Reynolds Averaged Navier Stokes)와 URANS(Unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes)방정식을 사용하여 정상 및 비정상 상태 수치해석을 수행하였다. 노즐 영역과 로터 영역의 연결을 위하여 정상해석에서는 Frozen Rotor 기법을 비정상해석에서는 Transient Rotor stator 기법을 사용하였다. 고압 터빈의 정상 및 비정상 상태 수치해석 연구를 통하여 2 차 유동 발생을 예측하고, 이를 토대로 더 효율적인 노즐 베인과 로터 블레이드의 설계에 도움을 줄 수 있다.In a gas turbine engine, the vane and blade of the high pressure turbine are exposed to exceptionally complicate flow, because of the so-called the secondary flow phenomenon. This introduces the pressure and temperature gradients in the turbine rotor blade, which an unresolved phenomenon. In order to minimize the secondary flow loss in the turbine rotor blade redesign process steady and unsteady CFD analysis for the nozzle and the rotor blade passage of the axial flow turbine has been investigated. The governing equations are the RANS(Reynolds Averaged Navier Stokes) equations and the turbulent model is k-ω based SST(Shear Stress Transport) model for the better numerical simulation of the flow separations and shear stresses near the wall. This study has allowed a deeper analysis of the unsteady flow characteristics data.