형상함수를 이용한 가스터빈 엔진 고압터빈 노즐 압력면 막냉각 홀 배열 최적화 = Film Cooling Hole Array Optimization for Pressure Side of High Pressure Turbine Nozzle using Shape Function
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2015
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Korean
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1-4(4쪽)
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본 연구에서는 항공기용 가스터빈엔진의 고압터빈 냉각성능 향상을 위한 노즐 압력면에서의 막냉각 홀배열 최적화를 수행하였다. 대상이 되는 고압터빈 노즐은 압력면에 3열의 휀 형상 막냉각 홀이 설치되어 있으며 이중 첫 번째 열을 제외한 2개열의 배열형상을 형상함수를 이용하여 매개화 하였다. 3차원 유동 및 열전달 해석은 압축성 RANS 방정식을 이용하였으며 최적화 기법으로는 크리깅 근사모델과 Estimated Improvement (EI) 및 유전 알고리즘을 사용하였다. 최적화 결과 노즐 압력면에서 평균온도가 기본형상 대비 약 13% 감소하였으며 온도 편차는 약 26%가 줄어들어 막냉각에 의한 냉각 성능이 크게 향상되었음을 알 수 있었다.
더보기In the present work, shape optimization of film-cooling hole array at pressure side of high pressure turbine nozzle was conducted. There are 3 film cooling hole array at the nozzle pressure side and 2 arrays excepting first array are parameterized by shape function. 3-dimensional compressible RANS equations are used for flow analysis and measuring heat transfer at the nozzle surface. Optimization technique using Design of Experiment, Kriging surrogate model, Estimated Improvement and Genetic algorithm is used. as a result, averaged wall temperature at the nozzle pressure side was decreased about 13% and standard deviation of temperature at the nozzle pressure side was decreases about 26%.
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