KR20110054368A - Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine engine - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조에 관한 것으로, 특히 압축기 내의 허브의 외면에 구비되는 각 블레이드(blade)의 팁(또는 선단부)과 상기 각 블레이드를 일정간격을 두고 둘러싸는 케이싱의 내벽 사이에서 발생하는 유동박리 현상에 따른 압력손실을 줄여, 압축기의 성능, 나아가 가스터빈 엔진의 성능을 향상시킬 수 있게 하는 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE
일반적으로, 가스터빈 엔진은 일종의 회전식 내연기관으로서, 외부로부터 공기를 공급받아 고압으로 압축시키는 압축기와, 상기 압축기로부터 공급되는 고압의 공기와 연료탱크로부터 공급되는 연료가스의 혼합에 의해 이루어진 혼합가스를 연소시켜 고온고압의 배출가스를 발생시키는 연소기와, 상기 연소기로부터 배출되는 고압의 배출가스에 의해 회전되는 터빈을 포함한다.In general, a gas turbine engine is a type of rotary internal combustion engine, and is a mixture of a compressor which receives air from outside and compresses it to a high pressure, and a mixture of a high pressure air supplied from the compressor and a fuel gas supplied from a fuel tank. A combustor for combusting to generate a high temperature and high pressure exhaust gas, and a turbine rotated by the high pressure exhaust gas discharged from the combustor.
또한, 상기 터빈은 가스터빈 엔진식 발전기의 경우 발전기의 입력축과 연결되어 발전기에 발전동력을 제공하고, 제트엔진식 비행기의 경우 제트노즐과 결합되 어 상기 제트노즐을 통해 고온고압의 배출가스를 고속으로 분출시켜 비행기에 추력을 발생시킨다. 상기 압축기는 상기 터빈의 전체 회전동력 중의 일부에 의해 가동되며, 이에 의해 외부로부터 유입되는 공기를 고압으로 압축시킨다.In addition, the turbine is connected to the input shaft of the generator in the case of a gas turbine engine type generator to provide power generation power to the generator, in the case of a jet engine plane combined with the jet nozzle high-speed exhaust gas through the jet nozzle at high speed To generate thrust on the plane. The compressor is operated by a part of the total rotational power of the turbine, thereby compressing the air introduced from the outside at high pressure.
도 1은 종래 기술에 따른 압축기의 내부를 보여주는 개략 부분 단면도이고, 도 2는 종래 기술에 따른 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 정면도이다.1 is a schematic partial cross-sectional view showing the interior of a compressor according to the prior art, and FIG. 2 is a schematic front view showing vanes provided on the inner wall of a blade or casing provided on the outer surface of a hub of the compressor according to the prior art.
종래 기술에 따른 압축기(1)는 도 1과 도 2에 도시된 바와 같이, 허브(2)(또는 회전축)의 외면에 그 외면의 둘레 및 상기 허브의 길이를 따라 일정간격을 두고 반복되게 배치되는 복수의 블레이드(3)와, 상기 허브(2)를 일정간격을 두고 둘러싸는 케이싱(4)을 포함하는 구조로 이루어져 있다.The
여기서, 상기 케이싱(4)의 내벽에는 그 케이싱의 길이를 따라 상기 허브(2)의 블레이드(3) 사이의 공간에 위치하고 상기 케이싱(4)의 내면의 둘레를 따라 일정간격을 두고 반복되게 배치되는 복수의 베인(5)이 제공된다.Here, the inner wall of the casing (4) is located in the space between the blade (3) of the hub (2) along the length of the casing is disposed repeatedly at regular intervals along the circumference of the inner surface of the casing (4) A plurality of vanes 5 are provided.
따라서, 터빈(미도시)에 의해 상기 압축기(1)의 허브(2)가 회전되면, 도 1에 도시된 바와 같이 외부로부터 상기 압축기(1) 내로 공기가 유입되어 상기 허브(2)와 상기 케이싱(4)의 길이를 따라 각각 제공된 블레이드(3)와 베인(5)의 사이를 지나면서 고압으로 압축되어 연소기(미도시)측으로 보내진다.Therefore, when the
위와 같이 연소기측으로 보내진 고압의 공기는 연료탱크(미도시)로부터 공급되는 연료가스와 혼합되어 혼합가스를 생성하고, 이러한 혼합가스는 연소기 내에서 연소되면서 고온고압의 배출가스를 발생시켜 터빈을 회전시킨다.As described above, the high pressure air sent to the combustor is mixed with the fuel gas supplied from the fuel tank (not shown) to generate a mixed gas, and the mixed gas is burned in the combustor to generate exhaust gas of high temperature and high pressure to rotate the turbine. .
그러나, 종래 기술에 따른 압축기(1)의 블레이드(3) 또는 베인(5)은 팁의 상면 윤곽선이 직선 형태로 이루어져 있었기 때문에, 상기 블레이드(3)의 팁과 케이싱(4)의 내벽 사이 및 상기 베인(5)의 팁과 허브(2)의 외면 사이에서 유동박리 현상이 일어나 압력손실을 발생시키는 문제가 있었다.However, the
이에, 본 발명은 전술한 바와 같은 문제점들을 해소하기 위해 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 압축기 내에서 블레이드(blade)의 팁과 케이싱의 내벽 또는/및 베인(vane)의 팁과 허브의 외면 사이에서의 유동박리 현상을 줄여 압력손실을 방지할 수 있도록 하는 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조를 제공하는 것이다.Accordingly, the present invention has been made to solve the above-described problems, and an object of the present invention is to provide a space between a tip of a blade and an inner wall of a casing or / or a tip of a vane and an outer surface of a hub in a compressor. It is to provide a flow stabilization structure of the compressor for the gas turbine engine to reduce the pressure separation phenomenon to prevent the pressure loss.
전술한 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 외면에 반복되게 배치되는 복수의 블레이드를 갖는 허브와, 상기 허브를 일정간격을 두고 둘러싸고 내벽에 반복되게 배치되는 복수의 베인을 갖는 케이싱을 포함하는 가스터빈 엔진용 압축기에 있어서,In order to achieve the above object, the present invention is a gas turbine comprising a hub having a plurality of blades that are repeatedly arranged on the outer surface, and a casing having a plurality of vanes are arranged on the inner wall to surround the hub at a predetermined interval In the engine compressor,
상기 허브의 각 블레이드의 팁은 상면의 윤곽선(contour)이 상기 팁의 양단을 잇는 가상의 직선을 기준으로 할 때 상기 가상의 직선 보다 외측으로 볼록한 임의의 곡선 형태로 이루어진 것을 특징으로 하는 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조를 제공한다.The tip of each blade of the hub is a gas turbine engine, characterized in that the contour of the upper surface (contour) is formed in any curved form convex outward than the virtual straight line based on a virtual straight line connecting both ends of the tip. It provides a flow stabilization structure of the compressor.
또한, 본 발명은 위의 본 발명의 일실시예에 대하여 다음의 구체적인 실시예를 더 제공한다.In addition, the present invention further provides the following specific embodiments with respect to one embodiment of the present invention above.
본 발명의 일실시예에 따르면, 상기 케이싱의 각 베인의 팁은 상면의 윤곽선이 상기 팁의 양단을 잇는 가상의 직선을 기준으로 할 때 상기 가상의 직선 보다 외측으로 볼록한 임의의 곡선 형태로 이루어진 것을 특징으로 한다.According to one embodiment of the present invention, the tip of each vane of the casing is formed of any curved shape convex outward than the virtual straight line when the contour of the upper surface based on the virtual straight line connecting both ends of the tip. It features.
본 발명은 압축기 내의 허브 외면에 구비되는 블레이드의 팁 또는/및 케이싱의 내벽에 구비되는 베인의 팁의 윤곽선을 그 팁의 외측으로 볼록한 임의의 곡선 형태로 제공하여, 압축기 내에서 블레이드의 팁과 케이싱의 내벽 또는 베인의 팁과 허브의 외면 사이에서의 유동박리 현상을 줄여 압력손실을 방지할 수 있게 함으로써 압축기의 효율, 궁극적으로 가스터빈 엔진의 효율을 증대시킬 수 있게 한다.The present invention provides the contour of the tip of the blade provided on the outer surface of the hub in the compressor and / or the tip of the vane provided on the inner wall of the casing in any curved form convex outward of the tip, so that the tip of the blade and the casing in the compressor By reducing the flow separation between the inner wall of the vane or the tip of the vane and the outer surface of the hub, it is possible to prevent the pressure loss, thereby increasing the efficiency of the compressor, ultimately the efficiency of the gas turbine engine.
이하, 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조의 실시예를 도 3 내지 도 7을 참조하여 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, an embodiment of a flow stabilization structure of a gas turbine engine compressor according to the present invention will be described with reference to FIGS. 3 to 7.
도 3은 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 내부를 보여주는 개략 부분 단면도이고, 도 4는 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 정면도이다.Figure 3 is a schematic partial cross-sectional view showing the interior of the gas turbine engine compressor according to the present invention, Figure 4 is a vane provided on the inner wall of the blade or casing provided on the outer surface of the hub of the gas turbine engine compressor according to the present invention. It is a schematic front view showing.
하기 본 발명에 대한 설명에서 종래 기술의 구성과 동일한 구성요소들에 대해서는 이해의 편의를 위해 종래 기술에서와 같은 동일한 부호를 사용하였다.In the following description of the present invention, the same reference numerals as in the prior art are used for the same elements as those of the prior art.
본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조는 도 3과 도 4에 도시된 바와 같이, 외면에 반복되게 배치되는 복수의 블레이드(3)를 갖는 허브(2)와, 상기 허브(2)를 일정간격을 두고 둘러싸고 내벽에 반복되게 배치되는 복수의 베인(5)을 갖는 케이싱(4)을 포함하는 형태의 기본적인 구성에 아래와 같은 실시예의 구성이 추가된 형태로 이루어진다.The flow stabilization structure of the compressor for a gas turbine engine according to the present invention is a hub (2) having a plurality of blades (3) are repeatedly arranged on the outer surface, as shown in Figure 3 and 4, the hub (2) The configuration of the embodiment described below is added to the basic configuration of the form including a casing (4) having a plurality of vanes (5) that are arranged to be repeated on the inner wall to surround a predetermined interval.
상기 허브(2)의 각 블레이드(3)의 팁(3a)은 상면의 윤곽선(contour)이 상기 팁(3a)의 양단을 잇는 가상의 직선을 기준으로 할 때 상기 가상의 직선(VL; Virtual Line) 보다 외측으로 볼록한 임의의 곡선 형태로 이루어질 수 있다.The
위와 같은 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조는 상기 허브(2)의 각 블레이드(3)의 팁(3a)과 상기 케이싱(4)의 내벽 사이에서 기존에 발생하였던 유동박리 현상을 줄여 상기 블레이드(3)의 팁(3a)과 상기 케이싱(4)의 내벽 사이의 틈새를 지나는 공기의 흐름을 원활하게 하여 압축기의 압축효율을 증대시킬 수 있게 한다.The flow stabilization structure of the compressor for a gas turbine engine according to the present invention as described above is a flow separation phenomenon that has previously occurred between the
다른 실시예로, 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조는 상기한 바와 같은 상기 각 블레이드(3)의 경우에서와 마찬가지로 아래와 같이 베인(5)의 경우에 대해서도 적용할 수 있다.In another embodiment, the flow stabilization structure of the compressor for a gas turbine engine according to the present invention can be applied to the case of the vanes 5 as described below, as in the case of the
상기 케이싱(4)의 각 베인(5)의 팁(5a)은 상면의 윤곽선(contour)이 상기 팁(5a)의 양단을 잇는 가상의 직선(VL; Virtual Line)을 기준으로 할 때 상기 가상의 직선 보다 외측으로 볼록한 임의의 곡선 형태로 이루어질 수 있다.The
위와 같은 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조는 상 기 케이싱(4)의 각 베인(5)의 팁(5a)과 상기 허브(2)의 외면 사이에서 기존에 발생하였던 유동박리 현상을 줄여 상기 베인(5)의 팁(5a)과 상기 허브(2)의 외면 사이의 틈새를 지나는 공기의 흐름을 원활하게 하여 압축기의 압축효율을 증대시킬 수 있게 한다.The flow stabilization structure of the gas turbine engine compressor according to the present invention as described above flow separation phenomenon that previously occurred between the tip (5a) of each vane (5) of the casing (4) and the outer surface of the hub (2). It is possible to increase the compression efficiency of the compressor by smoothly flowing the air passing through the gap between the
한편, 위와 같이 구성된 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조의 기술은 아래와 같은 유체흐름에 대한 배경기술로부터 좀더 쉽게 이해될 수 있다.On the other hand, the technique of the flow stabilization structure of the gas turbine engine compressor according to the present invention configured as described above can be more easily understood from the background art for the fluid flow as follows.
기술적 배경Technical background
국부적인 유동표면의 형상, 특히 유동표면의 곡률(Curvature)의 변화에 의해서 국부적인 압력이 어떻게 변하는지를 조사하는 것이 압축기의 허브의 외면에 구비된 블레이드의 형상의 변화에 따른 압력변화를 이해하는데 도움이 된다. 유동에서의 얇은 경계층(Thin boundary layer)를 무시하고 국부적인 속도를 V, 유선의 국부적인 곡률반경(radius of curvature)를 R이라고 하고 곡률을 kappa(=1/R)라고 하면, +kapa는 오목형(concave)인 경우에 해당한다.Investigating how the local pressure changes due to changes in the local flow surface shape, especially the curvature of the flow surface, can help to understand the pressure change caused by the change in the shape of the blades provided on the outer surface of the hub of the compressor. Becomes Ignoring the thin boundary layer in the flow, the local velocity is V, the local radius of curvature of the streamline is R, and the curvature is kappa (= 1 / R). This is the case with concave.
n-좌표(n-coordinate)를 따르는 공칭압력 성분 또는 그레디언트(Nominal pressure gradient)는 다음과 같이 표현된다.The nominal pressure gradient or nominal pressure gradient along the n-coordinate is expressed as follows.
위의 식을 노말 모멘텀 방정식(normal-momentum equation)이라고 부르며, 물리적으로 유체를 곡선형태의 유선형(Curved Streamline)을 따라 흐르게 하려면 횡방향 압력 그레디언트(Transverse pressure gradient)가 존재해야 하는 것을 의미한다. 위의 식은 어떤 마하수에 대해서 무점성 유동(inviscid flow)에 대해서 성립한다.The above equation is called the normal-momentum equation, which means that a transverse pressure gradient must exist in order to physically flow the fluid along a curved streamline. The above equation holds for inviscid flow for any Mach number.
공칭압력 그레디언트의 영향 때문에 표면곡률의 변화는 표면압력 분포의 변화에 영향을 주게 된다. 오목형 곡률 표면은 벽쪽으로 높은 압력을 형성하고, 반면에 볼록형 곡률 표면은 벽면쪽으로 낮은 압력을 형성한다. +와 -기호는 압력에 있어서 변화를 의미한다.Because of the influence of the nominal pressure gradient, the change in surface curvature affects the change in surface pressure distribution. The concave curvature surface creates a high pressure towards the wall, while the convex curvature surface creates a low pressure towards the wall. The plus and minus signs indicate a change in pressure.
전산해석Computational Analysis
도 5는 비교예에 따른 직선 형태의 팁의 형상과 실시예에 따른 곡선 형태의 팁의 형상 및 팁 프로파일을 보여주는 개략 도면이고, 도 6은 비교예에 따른 팁의 형상과 실시예별 팁의 형상을 각각 보여주는 팁 형상 조절 프로파일의 도면이다. 또한, 도 7은 블레이드 또는 베인의 팁 근처에서의 압력분포와 블레이드 또는 베인의 팁 근처에서의 마하수 분포를 각각 보여주는 도면이다.5 is a schematic view showing the shape of the tip of the straight form according to the comparative example and the tip profile and the tip profile of the curved form according to the embodiment, Figure 6 is a shape of the tip according to the comparative example and the shape of each tip Figures of the tip shape adjustment profiles respectively shown. 7 is a diagram showing the pressure distribution near the tip of the blade or vane and the Mach number distribution near the tip of the blade or vane, respectively.
도 5 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 다음은 팁의 형상이 직선 형태인 경우의 블레이드 또는 베인의 팁의 비교예와 팁의 형상이 곡선 형태인 경우의 블레이드 또는 베인의 팁의 3가지 실시예들에 대해서 전산해석방법을 이용하여 성능을 계산하고 그 계산된 결과의 성능분석을 통해 그 성능개선 방향을 도출하였다.As shown in FIGS. 5 to 7, the following are three examples of the comparative example of the tip of the blade or vane when the tip is straight, and the tip of the blade or vane when the tip is curved. We calculated the performance using computer analysis method and derived the direction of performance improvement through performance analysis of the calculated results.
분석결과Analysis
비교예의 팁의 형상에 대한 성능과 비교하여 실시예 1,2 및 3의 팁의 형상에 대한 성능의 분석결과는 아래의 표에서와 같다.The results of the analysis of the performance of the tips of Examples 1, 2 and 3 compared to the performance of the tips of the comparative examples are shown in the table below.
실시예 1의 경우, 유량이 1.2% 증가했고 효율은 미약하지만 0.06% 증가하였다. 실시예 2의 경우, 효율이 증가하였지만 유량이 오히려 감소하였다. 실시예 3의 경우, 유량이 1.6% 증가했고 효율은 0.32% 향상되었다.For Example 1, the flow rate increased by 1.2% and the efficiency was slight but increased by 0.06%. For Example 2, the efficiency increased but the flow rate rather decreased. For Example 3, the flow rate increased 1.6% and the efficiency improved 0.32%.
위의 결과에서 알 수 있는 바와 같이, 실시예 1의 경우 유량의 증가는 고무적이지만 효율의 증가 수치가 상대적으로 매우 낮아, 실시예 1의 경우에 따른 팁 형상의 적용 가능성은 낮다. 실시예 2의 경우 효율이 증가하였지만 유량이 오히려 감소하여 팁의 형상이 아래로 오목한(Convex) 경우의 실시예 2는 설계에 적당하지 않는 것으로 판단된다.As can be seen from the above results, in Example 1, the increase in flow rate is encouraging, but the increase in efficiency is relatively very low, and thus the possibility of applying the tip shape according to the case of Example 1 is low. In the case of Example 2, the efficiency was increased, but the flow rate was rather reduced, so it was judged that Example 2 was not suitable for the design when the shape of the tip was convex downward.
실시예 3의 경우 유량과 효율이 모두 실시예 1과 2에 비해 상대적으로 높아 실시예 3의 결과에 기초하여 팁의 형상을 보다 세부적인 조절을 통해 압축기의 성능을 향상시킬 수 있음을 알 수 있다.In the case of Example 3, both the flow rate and the efficiency are relatively higher than those of Examples 1 and 2, and it can be seen that the performance of the compressor can be improved by adjusting the tip shape more precisely based on the result of Example 3. .
그리고, 또 다른 장점은 도 7에 도시된 바와 같이, 블레이드 또는 베인의 팁 근처에서의 마하수 분포를 보면, 실시예 3의 경우는 비교예의 팁의 형상 또는 다른 실시예 1과 2의 팁의 형상과 비교할 때 최대마하수를 줄일 수 있는 장점이 있다.And, another advantage is that, as shown in Fig. 7, the Mach number distribution near the tip of the blade or vane, in the case of Example 3 and the shape of the tip of the comparative example or the tip of the other Examples 1 and 2 In comparison, the maximum Mach number is reduced.
왜냐하면 마하수가 클수록 유동박리가 상대적으로 더 발생하기 쉽고, 또한 손실도 크게 발생하기 때문이다. 따라서 압축비가 높아질수록 마하수가 증가할 것이고, 따라서 이와 같은 설계기법을 적용하면 최대 마하수를 줄일 수 있는 장점이 있다.This is because the larger the Mach number, the more likely the flow separation occurs and the greater the loss. Therefore, as the compression ratio increases, the Mach number will increase. Therefore, the application of this design technique has the advantage of reducing the maximum Mach number.
이상에서 설명한 본 발명은 전술한 실시예 및 첨부된 도면에 의해 한정되지 않으며, 본 발명의 기술적 사상 내에서의 단순 치환, 변형 및 변경은 당 분야에서의 통상의 지식을 가진 자에게 명백한 것이다.The present invention described above is not limited to the above-described embodiments and the accompanying drawings, and simple substitution, modification and alteration within the technical spirit of the present invention will be apparent to those skilled in the art.
도 1은 종래 기술에 따른 압축기의 내부를 보여주는 개략 부분 단면도.1 is a schematic partial sectional view showing the interior of a compressor according to the prior art;
도 2는 종래 기술에 따른 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 사시도.2 is a schematic perspective view showing vanes provided on an inner wall of a blade or a casing provided on an outer surface of a hub of a compressor according to the prior art;
도 3은 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조를 보여주는 개략 부분 단면도.3 is a schematic partial cross-sectional view showing a flow stabilization structure of a compressor for a gas turbine engine according to the present invention.
도 4는 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 정면도.4 is a schematic front view showing vanes provided on an inner wall of a blade or a casing provided on an outer surface of a hub of a gas turbine engine compressor according to the present invention;
도 5는 비교예에 따른 직선 형태의 팁의 형상과 실시예에 따른 곡선 형태의 팁의 형상 및 팁 프로파일을 보여주는 개략 도면.Figure 5 is a schematic diagram showing the shape of the tip of the straight form according to the comparative example and the shape and tip profile of the tip of the curved form according to the embodiment.
도 6은 비교예에 따른 팁의 형상과 실시예별 팁의 형상을 각각 보여주는 팁 형상 조절 프로파일의 도면.Figure 6 is a view of the tip shape adjustment profile showing the shape of the tip and the tip of each embodiment according to the comparative example.
도 7은 블레이드 또는 베인의 팁 근처에서의 압력분포와 블레이드 또는 베인의 팁 근처에서의 마하수 분포를 각각 보여주는 도면.7 shows the pressure distribution near the tip of the blade or vane and the Mach number distribution near the tip of the blade or vane, respectively.
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>
3: 블레이드 3a,5a: 팁3:
5: 베인 VL: 가상의 직선5: Vane VL: Virtual Straight Line
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103244454A (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-14 | 通用电气公司 | Turbomachine flow improvement system |
| KR101466261B1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-11-28 | 삼성중공업 주식회사 | Structure for damping noise of axial fan |
-
2009
- 2009-11-17 KR KR1020090110984A patent/KR20110054368A/en active Search and Examination
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103244454A (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-14 | 通用电气公司 | Turbomachine flow improvement system |
| KR101466261B1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-11-28 | 삼성중공업 주식회사 | Structure for damping noise of axial fan |
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