가스터빈은 고온 및 고속 환경에서 작동하며, 높은 열효율을 위해 터빈 입구 온도 상승이 지속되어왔다. 이에 의해 증가한 열부하는 고온에 노출된 가스터빈 구성 부품들의 수명 단축 및 치명적인 파손의 원인을 야기한다.
블레이드 팁 및 터빈 슈라우드 사이 간극과 압력면 및 흡입면의 압력차로 발생하는 팁 누설 유동에 의핸 팁 손실은 터빈 효율에 악영향을 미치게 된다. 이에 따라 팁 손실 최소화 및 블레이드 파손 방지를 위한 설계와 가스터빈 조건을 상사한 고속 환경에서 정확한 열전달 측정 실험적 연구가 요구된다.
본 연구에서는 가스터빈 운행 상사 조건을 모사할 수 있는 블로우-다운 형식의 시험 설비인 한국항공대학교 천음속 터빈 캐스케이드 시험 설비를 이용하여 평판 및 실린더 열전달 측정 연구를 통해 측정 기법의 정확도 확보 및 검증을 수행하고, 검증된 기법을 활용하여 블레이드 팁 형상 및 주유동 유속에 따른 열전달 계수 측정 연구를 수행하였다.
열전달 계수 측정은 적외선 카메라를 이용한 온도 분포 측정, 1차원 반무한 고체 모델과 천이 열전달 기법을 통해 수행되었다. 네 가지의 천이 열전달 측정 기법은 스텝 기법, 듀하멜 중첩법, 유한 체적 기법과 선형회귀기법으로 열전달 계수 계산 시 두 개의 초기조건 및 하나의 경계조건이 요구된다. 해당 천이 열전달 측정 기법들을 이용하여 세 가지의 주유동 유속 조건에서 평판 열전달 계수 측정 실험을 수행하였으며 Reynolds의 상관식과 결과를 비교하였다. 상관식과 비교를 위해 무차원 수인 너셀 수를 이용하여 유속에 따른 차이를 계산하였다.
상관식과 비교한 결과, 측정 기법 중 선형회귀기법을 이용한 측정 결과가 상관식과 최소의 차이와 낮은 측정불확도의 결과를 보여주었다. 이는 선형회귀기법의 경우 타 기법과 다르게 단열 벽면 온도를 실험적으로 구할 수 있고 시간에 따라 변화하는 모든 온도 및 유속의 값에 대해 열 유속 및 열전달 계수를 측정할 수 있는 점에 의한 결과이다.
실린더 열전달 측정 실험의 경우, 선형회귀기법과 유한 체적 기법을 이용하여 실린더 직경 두 가지와 주유동 속도 및 난류 강도에 따른 열전달 계수 측정을 수행하였다. 무차원 수인 너셀 수를 이용하여 난류 길이 및 강도, 실린더 직경과 직경에 따른 레이놀즈 수에 대한 Van Fossen의 상관식과 비교를 하였다. 주유동 유속 및 난류 강도에 대한 열전달 계수 변화를 비교한 결과, 선형회귀기법이 유한 체적 기법의 결과보다 상관식과의 차이가 상대적으로 낮은 것을 확인하였으며, 고속 환경 및 블로우-다운 형식의 시험 설비에 선형회귀기법이 정확도가 높고 적합하다고 판단하였다. 이에 따라, 선형회귀기법을 이용하여 블레이드 팁 형상 및 여러 주유동 유속 조건에서 열전달 계수를 측정하고 주유동 유속에 따른 열전달 계수 및 와류에 대한 비교 분석 시험을 수행하였다.
블레이드 팁 형상은 plane 및 squealer 두 가지이며, 동일한 주유동 유속 및 온도 조건에서 팁 표면의 열전달 계수 측정 실험을 수행하였다. 블레이드의 형상은 GE E3 블레이드의 팁 부분이며 이를 활용하여 선형 블레이드 캐스케이드 설계 및 제작하였다. 주유동 유속 상승 시 전체 영역의 열전달 계수 증가를 확인하였다. Plane 팁의 경우 압력면 근방에서 팁 누설 유동의 재부착으로 앞전 영역 및 압력면 림에서 높은 열전달 계수 영역이 발생하였으며, Squealer 팁의 경우 흡입면 근방에서 재부착으로 인해 앞전 영역 및 림에서 높은 열전달 계수 영역이 발생하고 주유동 유속 상승 시 LEV 및 CSV의 발달로 인해 CV가 압력면 및 뒷전 영역으로 이동하는 와류의 구조 및 형성 변화를 확인하였다. 이에 따라 고속 환경에서 가스터빈 운전 조건 상사 실험을 통해 블레이드 팁 열전달 및 유동 패턴의 변화를 확인하였다.

In this study, experimental studies were conducted to investigate and verify the heat transfer measurement technique in high speed condition using the flat plate and cylinder test rigs in the blow-down type transonic turbine test facility. After the verification of the meausrement technique, the heat transfer measurements on the blade tips were conducted under the gas turbine simulating mainstream velocity condition. Results showed that the heat transfer coefficient near the reattachment regions of a plane tip and the front region of a squealer tip increased as the mainstream velocity increased.