가스터빈 고온부품은 (진공)정밀 주조 부품이 갖는 높은 부가가치성과 독과점 특성 때문에 선진국에서는 자국의 이익을 위해 제작, 재생정비 기술이전을 회피하고 있다. 일부 기술 도입이 가능하다 하더라도 많은 기술료를 요구하고 있어 기술 개발이 어려운 환경이다. 뿐만 아니라 가스터빈 고온부품 손상 발생 시 원인분석을 요구하더라도 기술적인 근거를 제작사에서 상세하게 공개하지 않는다.

제작사 독과점적 기초 기술에 대한 내용을 이해하고 기술현안에 대한 해결방법을 합리적으로 제시 하는 것이 매우 중요하다. 가스터빈 (Non-) OEM 부품 제작사의 기술 벤치마킹 등 방법으로 가스터빈 고온부품 관련 기술(손상원인 분석, 수명평가 및 재생정비기술 등)을 확보하는 것이 복합화력 비용 효율적인 운영관점에서 필수적이다.

이에 본 연구에서는 TIT 1,500℃급 가스터빈에서 사용되는 고온부품을 대상으로 손상원인을 파악하고자 CFD 프로그램 ANSYS로 수치해석을 수행하였다. 먼저 최신 가스터빈 특정 고온부품에 동일한 손상이 발생하고 있는 2단 베인 Leading Edge 부분을 포함하여 외부, 내부 형상을 3D 모델링하고 연소유로 압력, 온도 조건, Heat Transfer Coefficient, Film Cooling (Effectiveness), Material Temperature에 대해 분석하였다. 또한 2단 베인 냉각공기 분배 및 내부 냉각에 중요한 역할을 담당하는 Insert 등 고온부품 내부 형상이 냉각 성능에 미치는 영향, 열전달 특성 분석을 통해 손상 발생 부위와 상대적으로 양호한 부위를 비교하였으며, 결론은 다음과 같다.

가. 베인 Leading Edge 내부 냉각 성능이 부족하다.
Insert Leading Edge 손상 부위(Red1, Red2 Zone)와 양호한 부위(Blue Zone) 열전달 계수 면적 평균값은 각각 2,836.1, 3,127.5, 3,563.6 W/㎡·K이며 손상 부위에서 열전달 계수가 양호한 부위보다 436.1 W/㎡·K ~ 727.6 W/㎡·K 낮다. Super Alloy Material 특성을 반영한 베인 온도 분포 해석에서 Insert Cooling Hole을 통해 분사되는 충돌냉각(Impingement Cooling)만으로 2단 베인 Leading Edge에 대한 냉각이 충분하지 않다. 또한 손상 부위 냉각공기 온도가 양호한 부위보다 최대 200℃이상 높게 나타나는 것과 Leading Edge에 막 냉각이 적용되고 있지 않은 점을 감안 할 때 2단 베인 Leading Edge 냉각 성능이 부족하다. 특히, 베인 외부 Material 표면 온도 920℃ 이상 부위와 손상 부위의 위치 및 형상이 일치한다.

나. Leading Edge 부위 Insert Cooling Hole 배치는 균일하지 않다.
동일 면적 당 손상 부위(Red1, Red2 Zone) Insert Cooling Hole 수량은 양호한 부위(Blue Zone) 보다 약 20% ~ 57% 적게 배치되어있다. 동일한 온도와 압력의 연소가스 환경에서 Leading Edge 길이방향으로 특정 부분만 손상이 되고 그 위치가 Cooling Hole이 적게 배치된 부분과 일치한다. Cooling Hole의 배치 위치 및 수량이 2단 베인 Leading Edge 손상에 영향을 준다.

다. 운전환경의 변화(기동?정지 횟수 증가)도 주요한 손상원인이다.
기동?정지 횟수가 약 25회인 2단 베인 정비등급은 전량 Medium(Scrap 1EA)등급이고 약 150회인 2단 베인 정비등급은 전량 Heavy 등급이다. 연속운전에서 Daily Start & Stop 형태로 변경되는 시기에 가스터빈 기동횟수가 증가함에 따라 고온부품 Heavy 정비등급은 6년 평균 17.2% 보다 22.4% 높아진 39.6%로 증가되었다.

The gas turbine performance has been continuously improved through technological advances such as material(super alloy) which can maintain strength even at high temperature, improved TBC, cooling channel design and performance improvement. It is very important to understand the proprietary technology of gas turbine original equipment manufacturer and to provide a reasonable alternative to technical problems.

In this study, numerical analysis was carried out with CFD program ANSYS to investigate the damage cause of hot section component used in G-class gas turbine. the external and internal geometry, including the 2nd stage vane leading edge, where the same damage occurs in a specific area, were modeled by an accurate 3D scanner.

Also, the combustion channel pressure, temperature condition, heat transfer coefficient, film cooling effectiveness and material surface temperature were analyzed. the heat transfer characteristics of the insert, which plays an important role in 2nd stage vane cooling air distribution and internal cooling were analyzed. Compared with the parts where the damage occurred and the relatively good parts, the conclusion is as follows.

1. Leading Edge Inside does not have enough cooling performance.
The damaged area(red1, red2 Zone) average heat transfer coefficient is 436.1 W/㎡·K ~ 727.6 W/㎡·K lower than that of the good area(blue Zone). the analysis of the vane temperature distribution reflecting the characteristics of the superalloy material, cooling performance for 2nd stage vane leading edge is not sufficient by only impingement cooling.

Also, considering the fact that the cooling air temperature at the damaged area is higher than 200℃ and film cooling is not applied to the leading edge, the cooling performance of 2nd stage vane leading edge is insufficient. Particularly, the area where vane outer surface temperature is 920℃ or higher matches damaged area(position and shape)

2. Leading Edge Area Insert Cooling Hole placement is not uniform.
The amount of insert cooling hole(per area) of damaged area(Red1, Red2 Zone) is about 20% ~ 57% less than that of blue zone. only the specific part is damaged in the longitudinal direction of the leading edge and the position coincides with the part where the cooling hole is less

3. Changes in operating pattern are also major causes of damage.
The maintenance grade of the 2nd stage vane with about 25 start & stop per year is the medium maintenance level. however, about 150 start & stop, is all heavy. As the number of gas turbine start & stop increases, the heavy maintenance level of hot section components increased by 22.4% to 39.6% compared to the average of 17.2% in 6 years.