Measurements of Wheel-space Swirl Effects on Gas Turbine Rim Seal Performance

Abstract

가스터빈 엔진은 가장 효율적인 동력원으로서 제트 추진 및 발전을 위해 널리 사용되어왔다. 첨단 재료공학과 이차 유로 시스템, 대류 냉각, 막 냉각 등의 진보한 가스터빈 냉각 기술의 도입은 고효율, 고출력 가스터빈 엔진의 지속적인 발전의 주춧돌이 되었다. 현대의 가스터빈 엔진에서 터빈은 20-30%의 압축기 공기를 냉각, 씰링 및 누설 유동으로 소비한다. 높은 터빈 입구 온도가 다른 모든 손실을 보상한다 하더라도, 이러한 유량 손실은 전효율에 심각한 불이익을 초래한다. 따라서, 씰링 유량을 줄일 수 있는 획기적인 설계가 높은 전효율을 달성하기 위한 하나의 중요한 요인이 되었다.

스테이터와 로터 디스크 사이에 형성되는 휠스페이스로의 주유로 고온 가스 유입 문제는 이차 유로 시스템이 당면한 중요하고 본질적인 문제이다. 주유로와 휠스페이스 압력 차이에 기인하는 이 현상은, 터빈 구성품에 열 피로와 크립 같은 심각한 구조적 안정성 문제를 야기한다. 때문에, 반경 및 축 방향으로 겹쳐지는 형상의 림 씰이 스테이터와 로터 구성품의 주변에 장착되며 충분한 씰링 유량이 유입을 줄이거나 막기 위해 휠스페이스로 공급된다. 림 씰링을 위한 유량을 최소화하기 위한 효과적인 방법에 대한 다양한 연구가 수행되었으나, 유지보수와 구성품 무게와 같은 실용성 측면의 문제가 성능 향상의 발목을 잡았다.

본 논문은 림 씰링 성능을 향상시키기 위한 획기적인 방법론에 대한 실험적 연구를 다룬다. 단일 반경 간극 림 씰과 함께 특수하게 설계된 휠스페이스 선회기가 씰링 성능 향상을 평가하기 위해 사용되었으며, 휠스페이스 내 유동의 선회 성분을 증가시킴으로써 18.49%의 씰링 성능 향상을 달성하였다. 휠스페이스 내에서 씰링 효과와 선회비, 반경 방향 속도 분포를 포함한 다양한 측정이 이루어졌다. 비록 림 씰을 통한 유입은 비정상, 3차원 유동장에 기인하지만, 실험 데이터는 휠스페이스 내 유동의 유체역학적 통찰력을 제공한다. 이러한 실험적 측정은 향후 엔진 설계의 데이터베이스를 확장하는데 기여할 것으로 기대된다.

공력 성능시험과 이차 유로 시스템 연구를 위해 1단 축류 터빈 시험 장비가 새로이 설계되었다. 시험 장비의 형상과 유동 조건은 실제 엔진을 무차원 상사함으로써 엔진의 주유로 및 휠스페이스 유동을 모사할 수 있도록 설계되었다. 설계 항목은 동력원 구성, 시험부 설계, 재질 선정, 구조 해석, 공차 관리 및 밸런싱, 계측 장비 구성을 포함한다. 운전 조건은 타기관 시험 설비의 사양과 일치하는 경향을 보여주었으며, 설계된 시험 장비는 고압터빈단에 널리 이용되는 이중 반경 간극 림 씰로 검증되었다. 포괄적인 계측장비 구성은 주유로와 휠스페이스 내에서 다양한 측정을 가능케한다. 또한, 시험 장비에 적용된 설계 특성들을 통해 다양한 시험 환경을 조성할 수 있다.

As the most adaptable source of power, the gas turbine engines have been widely used for jet propulsion, marine and industrial application. Introduction of advanced gas turbine cooling technologies

secondary air system, internal convective cooling, external surface film cooling with cutting edge metallurgy, formed one of the major pillars supporting the continuous development of high efficiency, high power output gas turbine engines. In modern gas turbine engines, the turbine alone may use 20 to 30% of the compressor air for cooling, sealing and leakage flows, which presents a severe penalty on the overall efficiency even the turbine inlet temperature is sufficiently high for the gains to outweigh the losses. Therefore, the novel design to minimize the sealing flow demand will be a key factor to achieve the better overall efficiency of the engines.

The hot mainstream gas ingress into the wheel-space, formed between the stator and rotor disks, is one of the most important and intrinsic problems of the secondary air system faced. Principally governed by the pressure difference between mainstream annulus and wheel-space, the turbine components experience serious structural integrity problems such as thermal fatigue and unwanted creep. The rim seals, with the combinations of radial and axial overlapping geometries, are installed at the endwall platform between stator and rotor components. Inevitably, sufficient sealing flow is introduced into wheel-space to reduce or isolate the ingress. The efficient methods to minimize the sealing flow demand for rim sealing purpose have been studied, however, following practical problems in the aspect of maintenance and weight of components caught up with further improvement.

This thesis presents an experimental investigation of novel methodology to improve rim sealing performance. By adding swirl flow component inside the wheel-space, 18.49% reduction in sealing flow demand was achieved. The single radial-clearance rim seal with specially designed blades, called ``wheel-space swirler'', are used to evaluate the sealing performance improvement. The extensive range of measurements including sealing effectiveness, swirl ratio and radial velocity distribution inside the wheel-space had been conducted. Although the ingress through the rim seal is a consequence of an unsteady, three-dimensional flow field, the experimental data gave insights into the fluid dynamics for wheel-space flow. These experimental measurements are expected to provide the wider database that can be used for future engine design.

The design of single-stage axial turbine research facility, available on both aerodynamic performance and secondary air system studies, is described. It was designed to fulfil engine representative flows both in mainstream and wheel-space, by downscaling the full size engine. The on-design operating conditions are shown to be in the trend of other gas turbine research facilities. The research facility was validated with the double radial-clearance rim seal which has been widely used in high pressure turbine stage. Comprehensive instrumentations allow the detailed measurements both in the mainstream and wheel-space. The design features applied on the research facility enable versatile test configurations.