KR20230083142A - Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet - Google Patents

Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet Download PDF

Info

Publication number
KR20230083142A
KR20230083142A KR1020210171280A KR20210171280A KR20230083142A KR 20230083142 A KR20230083142 A KR 20230083142A KR 1020210171280 A KR1020210171280 A KR 1020210171280A KR 20210171280 A KR20210171280 A KR 20210171280A KR 20230083142 A KR20230083142 A KR 20230083142A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
collision
hole
outflow
plate
airfoil
Prior art date
Application number
KR1020210171280A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
임주현
조형희
이정원
김정주
최승영
김태현
박희승
송호섭
Original Assignee
국방과학연구소
연세대학교 산학협력단
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소, 연세대학교 산학협력단 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020210171280A priority Critical patent/KR20230083142A/en
Publication of KR20230083142A publication Critical patent/KR20230083142A/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The present invention relates to a collision leakage hexahedron cooling structure located at a turbine entrance of a gas turbine. The hexahedron collision leakage cooling structure located at the turbine entrance of the gas turbine of the present invention comprises: a collision plate formed in the center of the collision surface of a rectangle; an interior cavity flowed into a collision hole and spaced apart from the collision plate; a leakage plate facing the collision plate with the interior cavity in between; and a leakage hole formed at the leakage plate. A cooling fluid passes through the leakage hole via the interior cavity from the collision hole, but an airfoil guide is formed around the collision hole at the interior cavity. Sufficient heat transfer and mixing are performed.

Description

가스터빈의 터빈입구에 위치한 충돌유출 육면체 냉각구조 {Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet}Collision outflow hexahedral cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine {Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet}

본 발명은 연료와 공기가 고르게 섞여서 연소시키기 위해 터빈입구에 위치한 충돌유출 육면체 냉각구조에 관한 발명이다.The present invention relates to a collision outflow hexahedron cooling structure located at the turbine inlet to evenly mix and burn fuel and air.

최근 가스터빈은 NOx 및 CO2 등의 유해물질 저감을 위해 사전 혼합 연소방식(lean pre-mixed combustion)을 사용하고 있다. 이를 통해 미리 연료와 공기가 고르게 섞여서 연소가 발생하기 때문에 터빈입구온도가 같은 평균온도를 갖더라도 기존의 연소방식에 의한 주유동의 온도구배에 비해 중심부의 온도는 낮아지고 벽면쪽의 온도가 높아져 슈라우드와 허브 쪽의 열부하가 심하게 발생하게 되었다. 이 과정에서 벽면부의 효과적인 냉각기술에 대한 필요성이 대두되고 가장 효과적이면서도 슈라우드와 허브쪽의 냉각에 주로 사용하는 충돌유출 냉각기술에 대한 보다 진보된 연구가 필요한 실정이다.Recently, gas turbines use lean pre-mixed combustion to reduce harmful substances such as NOx and CO2. Through this, combustion occurs by mixing fuel and air evenly in advance, so even if the turbine inlet temperature has the same average temperature, the temperature at the center is lowered and the temperature at the wall side is higher than the temperature gradient of the main flow by the existing combustion method, The heat load on the hub side was severe. In this process, the need for an effective cooling technology for the wall part has emerged, and more advanced research on the most effective and mainly used for cooling the shroud and hub side is required.

또한, 기존에는 주물 제작기법의 한계로 인해 복잡한 형상의 내부 유로를 가질 수 없고 비교적 간단한 pin-fin 형상을 내부에 배열하는 정도의 연구가 진행되어 왔지만 최근에 3D printing 기법의 발달로 좀 더 복잡한 내부 유로의 구조를 갖는 충돌유출 냉각기술에 대한 연구가 가능해져 형상의 다양성을 확보할 수 있게 되었다. 도 1은 기존의 pin-fin 충돌유출 냉각기술에 대한 그림이다. 가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌판(10)의 중앙에 충돌홀(14)이 형성되어 있고, 충돌판의 바닥으로부터 일정거리의 이격된 공간인 내부공동이 형성되어 있고, 내부공동을 사이로 충돌판(10)과 유출판(12)이 마주하되, 유출판의 꼭지점 위치에 유출홀(18)이 형성되고, 충돌홀으로부터 상기 내부공동을 경유해 유출홀을 통과하되, 내부공동의 모서리 벽면에 핀(16)이 형성되어 있다. 가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조를 지나는 것은 냉각유체로서, 연료 및 공기의 혼합기체일 수 있다. In addition, in the past, due to the limitations of the casting manufacturing technique, it is impossible to have a complex shape of the inner flow path, and research has been conducted to the extent of arranging a relatively simple pin-fin shape inside. Research on the collision outflow cooling technology with the structure of the flow path became possible and it was possible to secure the diversity of shapes. Figure 1 is a picture of the existing pin-fin impingement spill cooling technology. A collision hole 14 is formed in the center of the hexahedral collision plate 10 located at the turbine inlet of the gas turbine, and an internal cavity, which is a space spaced apart at a certain distance from the bottom of the collision plate, is formed, and collision between the internal cavities The plate 10 and the outflow plate 12 face each other, but an outflow hole 18 is formed at the vertex of the outflow plate, and passes through the outflow hole from the collision hole via the inner cavity, but a pin ( 16) is formed. What passes through the hexahedral collision outflow cooling structure located at the turbine inlet of the gas turbine is a cooling fluid, which may be a mixed gas of fuel and air.

최근, 더욱 냉각유체의 혼합을 더욱 촉진하기 위한 설계변경에 대한 연구가 이루어지고 있다.Recently, research on design changes to further promote the mixing of cooling fluids has been conducted.

20-0388114 (2005.06.17.)20-0388114 (2005.06.17.)

본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 냉각 유체가 유출홀로 빠르게 빠져나가지 않고 내부 공동에 머무르는 시간을 늘려 충분한 열전달과 혼합이 되도록하고자 하는데 있다.A technical problem to be achieved by the present invention is to ensure sufficient heat transfer and mixing by increasing the residence time of the cooling fluid in the inner cavity without rapidly escaping through the outlet hole.

본 발명의 가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조는사각형의 충돌면의 중앙에 충돌홀이 형성된 충돌판, 상기 충돌홀으로 유입되어 상기 충돌판으로부터 일정거리의 이격된 공간인 내부공동, 상기 내부공동을 사이로 상기 충돌판과 마주하는 유출판, 상기 유출판에 형성된 유출홀, 냉각유체가 상기 충돌홀으로부터 상기 내부공동을 경유해 상기 유출홀을 통과하되, 상기 내부공동에는 상기 충돌홀의 주위로 에어포일 가이드가 형성된 것을 특징으로 한다.The hexahedral collision outflow cooling structure located at the turbine inlet of the gas turbine of the present invention includes a collision plate with a collision hole formed in the center of a quadrangular collision surface, an internal cavity that is a space spaced apart from the collision plate by a predetermined distance from the collision hole, An outlet plate facing the collision plate through the inner cavity, an outlet hole formed in the outlet plate, and a cooling fluid passing through the outlet hole from the collision hole via the inner cavity, and air flowing around the collision hole in the inner cavity. Characterized in that a foil guide is formed.

또한, 2개 이상인 상기 에어포일 가이드는 상기 충돌판의 상기 충돌홀의 중심선의 주위를 둘러싸는 에어포일 형상인 것을 특징으로 한다.In addition, the two or more airfoil guides are characterized in that the airfoil shape surrounds the periphery of the center line of the collision hole of the collision plate.

또한, 에어포일 가이드는 유선형 헤드부와 테일형상의 꼬리부로 구분되며, 2개 이상의 상기 에어포일 가이드 중 어느 한 개의 에어포일 가이드의 헤드부는 다른 한 개의 에어포일 가이드의 꼬리부와 간격을 형성하는 것을 특징으로 한다.In addition, the airfoil guide is divided into a streamlined head part and a tail-shaped tail part, and the head part of any one airfoil guide among the two or more airfoil guides forms a gap with the tail part of the other airfoil guide. to be characterized

또한, 상기 유출홀은 단면이 사각형인 상기 유출판의 꼭지점에 단면이 사분원으로 형성되며, 상기 이분원의 유출홀로부터 일정거리 이격되어 반원핀이 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, the outflow hole is characterized in that the cross section is formed in a quarter circle at the vertex of the outflow plate having a rectangular cross section, and a semicircular pin is formed spaced apart from the outflow hole of the half circle by a predetermined distance.

또한, 2개 이상의 상기 에어포일 가이드의 꼬리부의 연장선은 상기 반원핀이 형성되지 않은 상기 유출판의 벽면을 향하며, 2개 이상의 상기 에어포일 가이드는 상기 유출판의 4개 벽면 중 3개 벽면을 따라 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, the extension lines of the tails of the two or more airfoil guides are directed toward the wall surface of the outlet plate on which the semicircular fins are not formed, and the two or more airfoil guides are formed along three of the four wall surfaces of the outlet plate. to be characterized

또한, 2개 이상의 상기 에어포일 가이드의 헤드부가 서로 마주보는 교차선이나 교차점 중에 상기 충돌홀의 중심선이 지나는 것을 특징으로 한다.In addition, it is characterized in that the center line of the collision hole passes among the intersection lines or intersections of the heads of the two or more airfoil guides facing each other.

본 발명을 통해 열전달 성능이 향상효과가 가장 큰 특징이다. 특히, 유동이 에어포일 가이드 형상을 빠져나가면서 매우 빠르게 가속되어 타겟 벽면과 에어포일 가이드 구조물의 벽면에서 열전달이 더욱 향상된다.The greatest feature of the present invention is the improvement in heat transfer performance. In particular, the flow is accelerated very quickly as it exits the airfoil guide geometry, further enhancing heat transfer at the target wall and the airfoil guide structure wall surface.

도 1은 종래의 충돌유출 냉각기술 구조이다.
도 2는 종래의 충돌유출 냉각기술 유동 및 누셀수(Nu) 분포이다.
도 3은 본 발명의 충돌유출 냉각기술 구조이다.
도 4는 종래 및 본 발명의 충돌유출판 내부 공동에서의 유동 특성비교이다.
도 5는 종래 및 본 발명의 열전달 성능분포 비교이다.
도 6은 종래 및 본 발명의 열전달 성능에 대한 무차원값의 비교이다.1 is a structure of a conventional collision outflow cooling technology.
Figure 2 is a flow and Nussel number (Nu) distribution of conventional collision outflow cooling technology.
Figure 3 is the structure of the collision outflow cooling technology of the present invention.
Figure 4 is a comparison of flow characteristics in the internal cavity of the collision spill plate of the prior art and the present invention.
5 is a comparison of heat transfer performance distributions of the prior art and the present invention.
6 is a comparison of dimensionless values for heat transfer performance of the prior art and the present invention.

본 발명은 연료와 공기가 고르게 섞여서 연소시키기 위해 터빈입구에 위치한 충돌유출 육면체 냉각구조에 관한 발명으로, 도 1은 종래의 충돌유출 냉각기술 구조를 나타내며, 도 2(a)는 종래의 충돌유출 냉각기술 유동이며, 도 2(b)는 누셀수(Nu) 분포이다. 충돌홀(14)로 유입된 냉각 기체가 유출홀(18)을 통해 외부로 빠져나가기 전까지 내부 공동에서의 냉각 기체의 움직임을 나타낸 것이다. 즉, 충돌홀(14)로 유입된 유체가 강한 모멘텀을 갖고 유출판(12)의 타겟면에 충돌을 한 뒤, 내부공간의 사방으로 퍼져나가다가 인접한 충돌홀에서 유입된 냉각 기체와 핀(16) 구조물의 위치에서 만나 충돌하고 유출홀(12)로 빠져나간다. 이때, 도 2(b)와 같이 직접 충돌제트가 충돌하는 위치에서는 경계층의 두께가 매우 얇게 형성되어 높은 열전달 계수를 가지는데 충돌홀(14)의 중심선으로부터 멀어지며 경계층의 발달로 열전달 계수가 감소하다가 층류유동이 난류로 천이가 발생하면서 열전달이 다소 상승하고 다시 난류 경계층이 발달하며 끝으로 갈수록 열전달 계수가 감소하는 형태를 보인다.The present invention relates to a collision outflow hexahedron cooling structure located at the turbine inlet to evenly mix and burn fuel and air. FIG. 1 shows a conventional collision outflow cooling technology structure, and FIG. It is a technology flow, and FIG. 2(b) is a Nussel number (Nu) distribution. It shows the movement of the cooling gas in the inner cavity until the cooling gas introduced into the collision hole 14 escapes to the outside through the outlet hole 18 . That is, after the fluid flowing into the collision hole 14 has a strong momentum and collides with the target surface of the outlet plate 12, it spreads in all directions of the inner space, and then the cooling gas introduced from the adjacent collision hole and the fin 16 They meet at the location of the structure, collide, and exit through the outflow hole (12). At this time, as shown in FIG. 2(b), the thickness of the boundary layer is formed very thin and has a high heat transfer coefficient at the location where the direct impinging jets collide. As the laminar flow transitions to turbulent flow, the heat transfer increases slightly, and the turbulent boundary layer develops again, showing a form in which the heat transfer coefficient decreases towards the end.

도 3은 본 발명의 충돌유출 냉각기술 구조로서, 도 3(a)은 본 발명의 전체적인 형상이며, 도 3(b)는 윗면에서 본 평면도이다. 전체적으로, 바닥면 및 벽면에서의 열전달 성능을 향상시키는 것을 목적으로 설계되었다. 충돌판(20)과 유출판(22)의 사이에 형성된 내부공간에 바로 에어포일 형상의 가이드(30) 벽과 출구 쪽에 있는 핀(26)을 이용해 냉각 유체가 유출홀(18)로 빠져나가지 않고 내부 공동에 머무르는 시간을 늘리고 에어포일 형상을 통해 유체가 빠져나가면서 스월을 형성해 난류강도를 높이고 빠른 속도로 가속이 된다. 충돌제트의 정체점 부분에서는 이미 열전달 성능이 충분히 높기 때문에 경계층의 발달로 인해 열전달 성능이 낮아지기 시작하는 위치(1.5D~2.0D)에서 에어포일의 형상이 시작하도록 한다. 여기서 D는 충돌홀의 직경이다. Figure 3 is a collision outflow cooling technology structure of the present invention, Figure 3 (a) is the overall shape of the present invention, Figure 3 (b) is a plan view seen from the top. Overall, it is designed with the goal of improving heat transfer performance on the floor and walls. In the inner space formed between the collision plate 20 and the outlet plate 22, the cooling fluid does not escape through the outlet hole 18 by using the wall of the airfoil-shaped guide 30 and the pin 26 on the outlet side. The residence time in the cavity is increased, and the swirl is formed as the fluid escapes through the airfoil shape, increasing the strength of turbulence and accelerating at high speed. Since the heat transfer performance is already sufficiently high at the stagnation point of the colliding jet, the shape of the airfoil starts at the position (1.5D to 2.0D) where the heat transfer performance starts to decrease due to the development of the boundary layer. where D is the diameter of the impact hole.

유선형의 에어포일 형태의 가이드 벽면을 따라 유동이 부드럽게 가속될 수 있도록 한다. 또한, 에어포일 전연면(leading edge)과 충돌 후 냉각 유체가 스월을 그리며 출구쪽으로 빠져나가면서 난류강도가 높아져 열전달 성능이 향상될 수 있다. 에어포일 가이드(28)의 출구 쪽에서 유출홀(18)로 유체가 바로 빠져나가지 않고 돌아서 나갈 수 있도록 핀(26)을 이용해 한 번 더 유동을 가이드 해주고 열전달 성능을 높일 수 있다. 이는, 내부의 구조물로 인해 열전달이 발생하는 전열면적이 증가하여 같은 단위 면적 당 총 열전달 량이 증가하는 효과가 있다. It allows the flow to be smoothly accelerated along the guide wall in the form of a streamlined airfoil. In addition, after colliding with the airfoil leading edge, as the cooling fluid swirls and escapes toward the outlet, the intensity of turbulence increases, so that heat transfer performance can be improved. The flow can be guided once more by using the pin 26 so that the fluid can turn around from the outlet side of the airfoil guide 28 to the outlet hole 18 without directly escaping, and heat transfer performance can be improved. This has an effect of increasing the total heat transfer amount per unit area by increasing the heat transfer area where heat transfer occurs due to the internal structure.

도 4는 종래 및 본 발명의 충돌유출판 내부 공동에서의 유동 특성을 비교한 것으로, 충돌유출 내부 공간에서의 냉각 유체의 유동 특성을 나타낸 것이다. 도 4(a)는 종래의 구조로서, 냉각 유체가 충돌홀을 통해 들어와 타겟면과 충돌 후 주변부로 퍼져나가면서 핀 구조물의 부근에서 인접한 충돌홀로부터 퍼져나오는 제트와 충돌후 유출홀로 바로 빠져나가는 유동 구조이다. 4 is a comparison of flow characteristics in the internal cavity of the collision outlet plate of the prior art and the present invention, and shows the flow characteristics of the cooling fluid in the internal space of the collision outlet. Figure 4 (a) is a conventional structure, in which the cooling fluid enters through the collision hole, collides with the target surface, spreads to the periphery, and flows directly out of the outflow hole after collision with the jet spreading from the adjacent collision hole in the vicinity of the fin structure It is a structure.

도 4(b)는 본 발명에서 냉각 유체가 충돌홀을 통해 들어와 타겟면과 충돌을 하고 주변으로 퍼져나가다가 에어포일 형상의 가이드 벽면을 타고 회전하면서 유출홀로 빠져나가는 것을 확인할 수 있다. 이 과정에서 에어포일 형상의 전연면과 충돌 후 매우 높은 열전달 성능을 보이고 있다.4(b), it can be seen that in the present invention, the cooling fluid enters through the collision hole, collides with the target surface, spreads to the surroundings, and then exits through the outlet hole while rotating along the airfoil-shaped guide wall. In this process, very high heat transfer performance is shown after collision with the entire creepage surface of the airfoil shape.

도 4(c)에서 볼 수 있듯이 충돌 후 형성된 스월이 압력면쪽을 따라 빠져나가면서 높은 열전달 성능을 갖는다. 냉각 기체의 유동이 에어포일 가이드 형상을 빠져나가면서 매우 빠르게 가속되어 타겟벽면과 에어포일 가이드 구조물의 벽면에서 열전달이 향상된다. 또한, 빠른 속도를 갖고 유출홀로 빠져나가는 유동이 핀과 충돌하여 한번 더 돌아 유출홀로 나가는 것을 확인할 수 있다. As can be seen in FIG. 4(c), the swirl formed after the collision escapes along the pressure surface and has high heat transfer performance. The flow of the cooling gas is accelerated very quickly as it exits the airfoil guide geometry, improving heat transfer between the target wall surface and the airfoil guide structure wall surface. In addition, it can be confirmed that the flow exiting the outflow hole with a high speed collides with the pin and turns around once more and exits the outflow hole.

도 5(a) 종래의 열전달 성능 분포이며, 도 5(b)는 본 발명의 열전달 성능분포 비교이다. 충돌홀(24)의 타겟면인 유출판(22)의 안쪽면, 즉 내부공간의 바닥면에서의 열전달 성능을 나타내는 누셀(Nusselt) 수의 분포를 나타낸 그림이다. 5 (a) is a conventional heat transfer performance distribution, and FIG. 5 (b) is a comparison of the heat transfer performance distribution of the present invention. It is a figure showing the distribution of the Nusselt number representing the heat transfer performance on the inner surface of the outflow plate 22, that is, the bottom surface of the inner space, which is the target surface of the impact hole 24.

도 4에서 확인한 유동 특성의 결과와 매우 유사한 열전달 성능 분포로서, 충돌제트와 직접적으로 충돌하는 부분은 종래 구조와 본 발명이 비슷한 정도의 열전달 분포를 나타낸다. 그러나, 본 발명에서는 충돌 후 주변부로 퍼져나가는 냉각 유체가 에어포일 가이드(28)의 헤드부에서 전연면(leading edge)과 충돌하면서 정체점이 형성되고, 정체점에서 말발굽 와류(horse shoe vortex)의 형성으로 인해 높은 열전달 성능을 갖게된다. 그리고 냉각 유체가 에어포일 가이드(28)를 따라 회전하면서 유출홀(18)을 통해 빠져나가는데 에어포일 가이드(28)의 꼬리부인 출구로 가면서 빠르게 가속이 되어 타겟면과 가이드 벽면에서 높은 열전달 성능을 갖게된다. 이후, 빠른 속도로 에어포일 가이드(28)를 빠져나온 냉각 유체가 유출홀(18)로 진행하다가 핀(26) 구조물을 만나 다시 정체점을 형성한다. 핀(26)의 정체점에서 충돌로 인해 높은 열전달 계수를 갖고 핀(26) 구조물을 우회하여 빠른 속도로 유출홀(18)로 빠져나간다. As a heat transfer performance distribution very similar to the result of the flow characteristics confirmed in FIG. 4, the part directly colliding with the collision jet shows a heat transfer distribution similar to that of the conventional structure and the present invention. However, in the present invention, a stagnation point is formed while the cooling fluid spreading to the periphery after collision collides with the leading edge at the head of the airfoil guide 28, and a horse shoe vortex is formed at the stagnation point As a result, it has high heat transfer performance. In addition, the cooling fluid exits through the outlet hole 18 while rotating along the airfoil guide 28, and is rapidly accelerated as it goes to the outlet, which is the tail of the airfoil guide 28, so that the target surface and the guide wall have high heat transfer performance. do. Thereafter, the cooling fluid exiting the airfoil guide 28 at high speed proceeds to the outlet hole 18 and meets the fin 26 structure to form a stagnation point again. Due to the collision at the stagnation point of the fin 26, it has a high heat transfer coefficient and escapes to the outlet hole 18 at high speed bypassing the fin 26 structure.

도 6(a)(b)은 종래 및 본 발명 적용 시, 충돌홀(24)의 타겟면인 유출판(22)에서의 면적 평균 열전달 계수 무차원 값과 핀 및 에어포일 가이드(28) 벽면에서의 평균 열전달 계수 무차원 값을 비교한 각각의 그래프이다. 추가적으로 실제 고온부품 표면 냉각에서는 단위 면적당 총 열전달 량이 중요하므로 열전달이 발생하는 전열면적의 증가까지 고려된 열전달 무차원 값의 비교한 것이다. 무차원 수를 비교한 결과 타겟면에서는 면적 평균 누셀 수가 약 10.8%, 내부 구조물 벽면에서는 면적 평균 누셀 수가 약 56.2%, 타겟면과 구조물의 벽면의 전열면적까지 모두 고려한 열전달 량은 약 49.3%만큼 향상되었다. 6(a)(b) shows the dimensionless value of the area average heat transfer coefficient on the outflow plate 22, which is the target surface of the impact hole 24, and the fin and airfoil guide 28 when the present invention is applied in the prior art and the present invention. These are graphs comparing average heat transfer coefficient dimensionless values. In addition, since the total amount of heat transfer per unit area is important in actual surface cooling of high-temperature parts, this is a comparison of dimensionless heat transfer values considering the increase in the heat transfer area where heat transfer occurs. As a result of comparing the dimensionless numbers, the area average Nussel number on the target surface was about 10.8%, and the area average Nussel number on the wall of the internal structure was about 56.2%. It became.

본 발명의 권리범위에 있어서. 에어포일의 길이, 에어포일의 두께, 에어포일 형상의 개수 및 간격 등에 대한 범위를 본 실시예로 제한하지 않는다.In the scope of the present invention. The length of the airfoil, the thickness of the airfoil, and the range of the number and spacing of the airfoil shape are not limited to the present embodiment.

10, 20 충돌판
12,22 유출판
14,24 충돌홀
16,26 핀
18 유출홀
28 에어포일 가이드10, 20 crash plate
12,22 spill plate
14,24 crash hole
16,26 pin
18 outflow hole
28 Airfoil Guide

Claims (8)

가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조에 있어서,
사각형의 충돌면의 중앙에 충돌홀이 형성된 충돌판;
상기 충돌홀으로 유입되어 상기 충돌판으로부터 일정거리의 이격된 공간인 내부공동;
상기 내부공동을 사이로 상기 충돌판과 마주하는 유출판;
상기 유출판에 형성된 유출홀;
냉각유체가 상기 충돌홀으로부터 상기 내부공동을 경유해 상기 유출홀을 통과하되,
상기 내부공동에는 상기 충돌홀의 주위로 에어포일 가이드가 형성된 것을 특징으로 하는
가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조In the hexahedral impact outflow cooling structure located at the turbine inlet of the gas turbine,
an impact plate with an impact hole formed in the center of the quadrangular impact surface;
an inner cavity introduced into the collision hole and separated from the collision plate by a predetermined distance;
an outflow plate facing the collision plate through the inner cavity;
an outlet hole formed in the outlet plate;
The cooling fluid passes through the outflow hole from the collision hole via the inner cavity,
Characterized in that an airfoil guide is formed around the impact hole in the inner cavity
A hexahedral impact outflow cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine 제1항에 있어서,
2개 이상인 상기 에어포일 가이드는 상기 충돌판의 상기 충돌홀의 중심선의 주위를 둘러싸는 에어포일 형상인 것을 특징으로 하는
가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조According to claim 1,
Characterized in that the two or more airfoil guides have an airfoil shape surrounding the periphery of the center line of the collision hole of the collision plate
A hexahedral impact outflow cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine 제2항에 있어서,
상기 에어포일 가이드는 유선형 헤드부와 테일형상의 꼬리부로 구분되며,
2개 이상의 상기 에어포일 가이드 중 어느 한 개의 에어포일 가이드의 헤드부는 다른 한 개의 에어포일 가이드의 꼬리부와 간격을 형성하는 것을 특징으로 하는
가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조According to claim 2,
The airfoil guide is divided into a streamlined head part and a tail-shaped tail part,
Characterized in that the head of one of the two or more airfoil guides forms a gap with the tail of the other airfoil guide
A hexahedral impact outflow cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine 제3항에 있어서,
상기 유출홀은 단면이 사각형인 상기 유출판의 꼭지점에 단면이 사분원으로 형성된 것을 특징으로 하는
가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조According to claim 3,
The outflow hole is characterized in that the cross section is formed in a quadrant at the apex of the outflow plate having a rectangular cross section.
A hexahedral impact outflow cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine 제4항에 있어서,
상기 이분원의 유출홀로부터 일정거리 이격되어 반원핀이 형성된 것을 특징으로 하는
가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조According to claim 4,
Characterized in that a semicircular pin is formed at a predetermined distance from the bipartite outflow hole
A hexahedral impact outflow cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine 제5항에 있어서,
2개 이상의 상기 에어포일 가이드의 꼬리부의 연장선은 상기 반원핀이 형성되지 않은 상기 유출판의 벽면을 향한 것을 특징으로 하는
가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조
According to claim 5,
Characterized in that the extension line of the tail of the two or more airfoil guides faces the wall surface of the outlet plate on which the semicircular fin is not formed.
A hexahedral impact outflow cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine
 제6항에 있어서,
2개 이상의 상기 에어포일 가이드는 상기 유출판의 4개 벽면 중 3개 벽면을 따라 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조
According to claim 6,
Two or more airfoil guides are formed along three of the four wall surfaces of the outlet plate. A hexahedral collision outflow cooling structure located at the turbine inlet of the gas turbine, characterized in that
 제7항에 있어서,
2개 이상의 상기 에어포일 가이드의 헤드부가 서로 마주보는 교차선이나 교차점 중에 상기 충돌홀의 중심선이 지나는 것을 특징으로 하는 가스터빈의 터빈입구에 위치한 육면체 충돌유출 냉각구조
According to claim 7,
A hexahedral collision outflow cooling structure located at the turbine inlet of a gas turbine, characterized in that the center line of the collision hole passes among the intersection lines or intersections of the heads of the two or more airfoil guides facing each other.
KR1020210171280A 2021-12-02 2021-12-02 Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet KR20230083142A (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020210171280A KR20230083142A (en) 2021-12-02 2021-12-02 Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020210171280A KR20230083142A (en) 2021-12-02 2021-12-02 Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20230083142A true KR20230083142A (en) 2023-06-09

Family

ID=86765266

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020210171280A KR20230083142A (en) 2021-12-02 2021-12-02 Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR20230083142A (en)

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR200388114Y1 (en) 2005-04-08 2005-06-29 학교법인연세대학교 Apparatus for impingement/effusion cooling with pin-fin

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR200388114Y1 (en) 2005-04-08 2005-06-29 학교법인연세대학교 Apparatus for impingement/effusion cooling with pin-fin

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8128366B2 (en) Counter-vortex film cooling hole design
US7997868B1 (en) Film cooling hole for turbine airfoil
Yeranee et al. A review of recent studies on rotating internal cooling for gas turbine blades
EP3124745B1 (en) Turbo-engine component with film cooled wall
Han Recent studies in turbine blade cooling
US4529358A (en) Vortex generating flow passage design for increased film cooling effectiveness
JP2017031977A (en) Method for cooling turbo-engine component and turbo-engine component
US9039371B2 (en) Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
US9759069B2 (en) Turbine blade
EP2131109A2 (en) Counter-vortex, paired film cooling hole design
US9903209B2 (en) Rotor blade and guide vane airfoil for a gas turbine engine
JP6940233B2 (en) A method of cooling an aerodynamically shaped body and a body provided in a high temperature fluid flow
JP2017201170A (en) Dimpled nacelle inner surface for heat transfer improvement
JP6843253B2 (en) Walls of hot gas section and corresponding hot gas section for gas turbine
KR101396905B1 (en) Shapes of pin structure for enhancing the heat transfer in the pin-fin array
KR20230083142A (en) Hexagonal Cooling Device of Flow Acceleration and Impingement at Gas Turbine Inlet
Puetz et al. A New Test Facility to Investigate Film Cooling on a Non-Axisymmetric Contoured Turbine Endwall: Part I—Introduction and Aerodynamic Measurements
US20130224019A1 (en) Turbine cooling system and method
Song et al. Effects of location and profile of upstream slot on the endwall aerothermal performance of a gas turbine blade
Singh et al. Multi-Pass Serpentine Cooling Designs for Negating Coriolis Force Effect on Heat Transfer: 45-Degree Angled Rib Turbulated Channels
Pakhomov et al. Structure of the flow in the near-wall gas jet injected through circular holes in a transverse trench
Fu et al. Numerical Investigation of the Effects of Lattice Array Structures on Film Cooling Performance. Energies 2022, 15, 4711
US7585152B2 (en) Cooling jets
Zhu et al. Effect of rotation on film cooling with a single row of shaped holes on blade pressure side
JP7168926B2 (en) Film cooling structure

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal