특정 유형의 가스 터빈에 대한 터빈 블레이드의 냉각 효과에 대한 열 장벽 코팅의 영향 메커니즘에 대한 연구

터빈 블레이드의 열 장벽 코팅에 의한 단열 효과 및 온도 분포 규칙을 얻기 위해 내부 냉각 구조를 가진 특정 유형의 가스 터빈 고압 터빈 동력 블레이드가 기본 모델로 사용되었습니다. 기체-열 결합 방법으로 고압 터빈 동력 블레이드의 냉각 효과가 열 장벽 코팅 보호 유무에 따라 수치적으로 계산되었으며, 열 장벽 코팅의 두께를 변경하여 블레이드 열 전달에 미치는 영향을 연구했습니다. 연구 결과, 열 장벽 코팅을 적용한 후 블레이드의 온도가 크게 낮아졌으며, 선단에 가까울수록 온도 저하가 더 크고, 압력면에서의 온도 저하는 흡입면보다 큽니다. 0.05-0.2 mm 두께의 열 장벽 코팅은 블레이드 금속 표면의 평균 온도를 21-49℃ 낮출 수 있으며, 코팅 두께가 증가할수록 블레이드 금속 내부의 온도 분포가 더욱 균일해집니다.

가스 터빈의 개발 과정에서 엔진의 출력과 열 효율을 향상시키기 위해 터빈 입구 온도도 계속 상승하고 있습니다. 터빈 블레이드는 고온 가스의 영향을 받습니다. 터빈 입구 온도가 지속적으로 상승하면 공기 냉각만으로는 요구 사항을 충족시킬 수 없습니다. 열 장벽 코팅은 재료의 내열성과 내식성을 향상시키는 효과적인 방법으로 점점 더 사용되고 있습니다.

열 장벽 코팅은 일반적으로 플라즈마 화염 분무 또는 전자빔 증착에 의해 날개 표면에 부착됩니다. 이들은 높은融점과 열 충격 저항 특성을 가지고 있어 터빈 날개의 산화 및 열 부식 저항 능력을 향상시키고, 날개 온도를 낮추며, 날개의 수명을 연장시킬 수 있습니다. 알리자데 등은 기체-열 결합 수치 시뮬레이션을 통해 0.2mm 열 장벽 코팅의 단열 효과를 연구했습니다. 결과는 날개의 최대 온도가 19K 감소하고 평균 온도가 34K 감소한다는 것을 보여주었습니다. 프라파몬톤 등은 난류 강도가 열 장벽 코팅 날개의 냉각 효율에 미치는 영향을 연구했습니다. 결과에 따르면 열 장벽 코팅은 날개 표면의 종합 냉각 효율을 16%에서 20%, 날개 후연부에서는 8%까지 증가시킬 수 있었습니다. 주젠 등은 열역학적 관점에서 코팅된 날개에 대한 일차원 정상 모델을 설립하고 열 장벽 코팅의 단열 효과를 이론적으로 분석 및 계산했습니다. 시리 등은 열 장벽 코팅이 적용된 C3X에 대해 수치 연구를 수행했습니다. 0.3mm 세라믹층은 날개 표면 온도를 72.6K 낮추고 종합 냉각 효율을 6.5% 증가시킬 수 있으며, 열 장벽 코팅은 날개 표면의 냉각 효율 분포에 영향을 주지 않습니다. 주홍루 등은 열 장벽 코팅이 적용된 터빈 날개 앞부분에 대한 수치 연구를 수행했습니다. 결과는 열 장벽 코팅이 금속 날개의 작동 온도와 날개 내부의 온도 경사를 줄이는 데 도움을 줄 뿐만 아니라, 입구 핫스팟의 열 충격을 어느 정도 저항할 수 있음을 보여주었습니다. 양샤광등은 날개 내외부 표면의 열전달 계수를 제공하여 열 장벽 코팅이 적용된 가이드 판의 2차원 온도장 분포 및 응력을 계산했습니다. 왕리핑 등은 복합 냉각 구조가 있는 터빈 가이드 판에 대해 3차원 기체-열 결합 분석을 수행하고 코팅 두께와 기체 방사선이 코팅 온도장에 미치는 영향을 연구했습니다. 류젠화 등은 내부 열전달 계수 설정과 외부 기체-열 결합을 통해 다층 열 장벽 코팅이 적용된 마크 II 냉각 날개의 단열 효과를 분석했습니다.

1. 계산 방법

1.1 계산 모델

열 장벽 코팅은 고온 가스와 날개 합금 기판 표면 사이에 위치하며, 금속 결합층과 열 절연 세라믹층으로 구성됩니다. 그 기본 구조는 그림 1에 나타나 있습니다. 계산 모델을 구성할 때, 열 장벽 코팅 구조에서 열 전도율이 높은 결합층은 무시되고, 열 전도율이 낮은 열 절연 세라믹층만 유지됩니다.

그림 2는 열장벽 코팅이 적용된 블레이드 모델을 보여줍니다. 이 블레이드는 다중 채널 회전 냉각 구조를 포함하고 있으며, 선단에는 두 개의 배기 필름 냉각 구멍이 있고 후연에는 중간 슬릿 구조가 있으며 블레이드 상단에는 H형 홈 구조가 있습니다. 열장벽 코팅은 블레이드 본체와 하부 엣지 플레이트 표면에만 분무됩니다. 블레이드 루트 아래의 온도는 낮고 연구의 초점이 아니므로 계산 모델을 설정할 때 계산 격자를 줄이기 위해 루트 아래 부분은 무시되고, 그림 3에 표시된 계산 영역 모델이 구성됩니다.

1.2수치 계산 방법

터빈 냉각 날개의 내부 기하학적 구조는 비교적 복잡하며 구조화된 격자 사용이 어렵습니다. 비구조적 격자의 사용은 계산량을 크게 증가시킵니다. 이와 관련하여 본 논문에서는 다면체 격자 생성기를 사용하여 날개와 가스 영역을 메시화합니다. 메시 분할에 대해, 메시 모델은 그림 4에 표시되어 있습니다.

계산 모델에서 열 장벽 코팅의 두께는 매우 작으며, 날개 벽 두께의 1/10 미만입니다. 이를 고려하여 본 논문에서는 얇은 메시 생성기를 사용하여 열 장벽 코팅을 세 층의 다각형 프리즘 메시로 나누었습니다. 얇은 메시 층의 수는 독립적으로 검증되었으며, 얇은 메시 층의 수는 날개 온도장에 거의 영향을 미치지 않습니다.

유체 영역은 Reynolds 평균 Navier-Stokes 방정식(RANS) 난류 모델에서 실현 가능한 K-Epsilon Two-Layer 모델을 채택합니다. 이 모델은 전체 y+ 벽에 대한 메시 처리에 더 큰 유연성을 제공합니다. 이는 단순히 세부 메시(즉, 저 레이놀즈 수형 또는 저 y+ 메시)뿐만 아니라 가장 정확한 방식으로 중간 메시(즉, 1＜y+＜30)도 처리할 수 있어 안정성, 계산 비용 및 정확성을 효과적으로 균형 잡을 수 있습니다.

1.3경계 조건

가스 입구는 총 압력 정체 입구로 설정되고, 냉각 공기 입구는 질량 흐름 입구로 설정되며, 출구는 정적 압력 출구로 설정됩니다. 가스 통로의 코팅 표면은 유체-고체 결합 표면으로 설정되고, 코팅과 날개 금속 표면은 고체 인터페이스로 설정되며, 통로의 두 측면은 회전 주기로 설정됩니다. 냉기와 가스 모두 이상 가스이며, 가스 열 용량과 열 전도율은 서덜랜드 공식을 사용하여 설정됩니다. 해당 계산 경계 조건은 다음과 같습니다: 가스 통로의 주류 입구의 총 압력은 2.5 MPa이고, 진입 온도 분포는 방사형 온도 기울기를 가지며, 그림 5에 나타나 있습니다. 날개 내부 냉기 통로의 냉기 입구 유량은 45 g/s이고, 총 온도는 540 ℃이며, 출구 압력은 0.9 MPa입니다. 날개 재료는 니켈 기반 단일結晶 고온 합금이며, 이 재료의 열 전도율은 온도에 따라 변합니다. 현재 존재하는 재료로 볼 때, 열 장벽 코팅은 일반적으로 온도에 따른 열 전도율 변화가 적은 안정된 산화지르코늄 (YSZ) 재료 또는 산화지르코늄 (ZrO2)를 사용하며, 따라서 계산에서 열 전도율은 1.03 W/(m·K)로 설정됩니다.

2 계산 결과 분석

2.1 날개 표면 온도

그림 6과 7은 각각 코팅이 없는 날개의 표면 온도 분포와 다양한 코팅 두께에서 날개의 금속 표면 온도 분포를 보여줍니다. 계속해서 코팅 두께가 증가함에 따라 날개의 금속 표면 온도는 점차 감소하며, 다양한 두께에서 날개 금속 표면의 온도 분포 법칙은 기본적으로 동일합니다. 압력 면 중간의 온도는 낮고, 날개 끝부분의 온도는 더 높습니다. 날개 끝부분은 일반적으로 전체 날개 중 가장 식히기 어려운 부분이며, 냉각 공기로 직접 냉각하기 어렵습니다. 계산 모델에서는 코팅이 날개 본체 표면만 덮고 있으며, 날개 끝부분은 코팅이 적용되지 않습니다. 따라서 날개 끝부분의 가스 측에서 열에 대한 차단 효과가 없어 고온 영역이 항상 존재하게 됩니다.

그림 8은 날개 금속 표면의 평균 온도가 두께에 따라 변화하는 곡선을 보여줍니다. 이를 통해 날개 금속 표면의 평균 온도가 코팅 두께 증가와 함께 감소한다는 것을 알 수 있습니다. 이는 열 장벽 코팅의 열전도도가 낮아 고온 가스와 금속 날개 사이의 열 저항이 증가하여 날개 금속 표면의 온도를 효과적으로 줄이기 때문입니다. 코팅 두께가 0.05 mm일 때, 날개 본체의 평균 온도는 21°C 감소하며, 이후 열 장벽 코팅의 두께가 증가함에 따라 날개 표면의 온도는 계속해서 감소합니다. 코팅 두께가 0.20 mm일 때, 날개 본체의 평균 온도는 49°C 감소합니다. 이는 장 지강(Zhang Zhiqiang) 등이 냉각 효과 테스트를 통해 측정한 열 절연 효과와 기본적으로 일치합니다.

그림 9는 날개 단면의 표면 온도가 축 방향 코드 길이에 따라 어떻게 변화하는지를 나타내는 곡선입니다. 그림 9에서 볼 수 있듯이, 열 장벽 코팅의 두께가 다르더라도 축 방향 코드 길이에 따른 온도 변화 추세는 기본적으로 동일하며, 흡기면의 온도는 압력면보다 현저히 높습니다. 축 방향 코드 길이 방향으로 압력면과 흡기면의 온도는 먼저 감소하다가 다시 증가하며, 후연부 영역에서는 구조적 형태로 인해 일정한 변동이 발생하는데, 이는 후연부 중간에 위치한 분리 슬릿 분무 냉각 때문입니다. 동시에, 열 장벽 코팅이 적용된 날개의 온도는 크게 하락하며, 흡기면에서의 온도 저하 폭은 압력면보다 훨씬 큽니다. 온도 저하는 앞쪽 가장자리에서 후방으로 점차 줄어들며, 날개의 앞부분에 가까울수록 온도 저하가 더 큽니다.

날개 금속 온도의 균일성은 날개의 열적 응력 수준에 영향을 미치므로, 본 논문에서는 고체 날개의 온도 균일성을 측정하기 위해 온도 균일성 지수를 사용한다. 온도 균일성 지수:

여기서: c는 각 단위의 부피, T-는 온도 T의 부피 평균값, Tc는 격자 단위의 온도 값, Vc는 격자 단위의 부피이다. 만약 부피 온도 분포가 균일하게 분포되어 있다면, 부피 균일성 지수는 1이 된다. 그림 10에서 볼 수 있듯이, 열 장벽 코팅을 분사한 후 날개의 온도 균일성이 크게 향상되었다. 코팅 두께가 0.2 mm일 때, 날개의 온도 균일성 지수가 0.4% 증가했다.

2.2 코팅 표면 온도

코팅 표면의 온도 변화는 그림 11에 나타나 있습니다. 그림 11에서 볼 수 있듯이, 코팅 두께가 증가함에 따라 열장벽 코팅의 표면 온도는 계속 상승하는데, 이는 날개 표면의 평균 온도 변화 추세와 정확히 반대입니다. 코팅 두께 방향으로 열저항이 증가하면서 코팅 표면과 날개 표면 사이의 온도 차이는 점차 커지고 있으며, 표면에 축적된 열이 금속 날개로 확산되는 것이 더욱 어려워집니다. 코팅 두께가 0.20 mm일 때, 코팅 내외부의 온도 차이는 86 °C에 도달합니다.

2.3 날개 단면 온도

그림 12는 열장벽 코팅이 있는 경우와 없는 경우의 날개 선단 및 후단의 온도 분포를 보여줍니다. 표면에 열장벽 코팅이 적용된 후 날개의 단면 온도가 크게 감소하고 온도 경사도 완화됩니다. 이는 열장벽 코팅이 적용된 후 코팅 내부의 열유속이 감소하기 때문입니다. 동시에 열장벽 코팅 재료의 열전도율이 낮기 때문에 열장벽 코팅 고체 내부에서의 온도 변화는 매우 급격합니다.

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