Experimental Investigation of Aerodynamic Performance due to Tip Clearance in a Gas Turbine Rotor Cascade

Abstract

This study examines how the complex flow structure within a gas turbine rotor affects aerodynamic loss. An unshrouded linear turbine cascade was built, and velocity and pressure fields were measured using a 5-hole probe. In order to elucidate the effect of tip clearance and Reynolds number, the overall aerodynamic loss was evaluated by examining the total pressure field for each case. The tip clearance was varied from 0% to 4.2% of blade span and the chord length based Reynolds number was varied from 1.7 x 105 to 2.3 x 105. For the case without tip clearance, a wake downstream of the blade trailing edge is observed, along with hub and tip passage vortices. These flow structures result in profile loss at the center of the blade span, and passage vortex related losses towards the hub and tip. As the tip clearance increases, a tip leakage vortex is formed, and it becomes stronger and eventually alters the tip passage vortex. Because of the interference of the secondary tip leakage flow with the main flow, the streamwise velocity decreases while the total pressure loss increases significantly by tenfold in the last 30% blade span region towards the tip for the 4.2% tip clearance case. It was additionally observed that the overall aerodynamic loss increases linearly with tip clearance. On the other hand, the effect by Reynolds number increased the streamwise velocity, but change in flow structure and aerodynamic loss was insignificant.

본 연구에서는 가스터빈 로터 내부의 복잡한 유동 구조가 공력 손실에 어떠한 영향을 미치는지 조사하였다. 덮개가 없는 선형 터빈 캐스케이드를 구축하였고 5공 프로브를 사용하여 속도장 과 압력장을 측정하였다. 팁 간극과 레이놀즈 수의 영향을 설명하기 위해 각 경우에 대한 전압력장을 조사하여 전반적인 공력 손실을 평가하였다. 팁 간극은 블레이드 스팬의 0%에서 4.2%까지, 코드 길이 기반 레이놀즈 수는 1.7 x 105에서 2.3 x 105까지 변화시켰다. 팁 간극이 없는 경우, 허브 및 팁 통로 와류와 함께 블레이드 후연의 하류 후류가 관찰되었다. 이러한 유동 구조로 인해 블레이드 스팬의 중심에서의 형상 손실과 허브 및 팁으로 향하는 통로 와류와 관련된 손실이 발생하였다. 팁 간극이 증가함에 따라 팁 누설 와류가 형성되고 점차 강해져 결국 팁 통로 와류를 변화시켰다. 2차 팁 누설 유동과 주 유동의 간섭으로 인해 흐름 방향 속도는 감소하는 반면, 전압력 손실은 4.2% 팁 간극의 경우에 팁 방향으로 블레이드 스팬 영역의 마지막 30%에서 10배로 크게 증가하였다. 또한 전반적인 공력 손실은 팁 간극에 따라 선형적으로 증가하는 것으로 관찰되었다. 한편, 레이놀즈 수에 의한 영향은 흐름 방향 속도를 증가시켰으나 유동 구조와 공력 손실의 변화는 미미하였다.