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노즐 베인 표면에서의 정압력 측정을 위하여 미드스팬 및 5% 스팬에 압력 탭을 구현하였으며, 3D 프린팅 제작기술 중 하나인 SLA(Stereo-lithography) 방법으로 시제를 제작하였으며, 제작에는 CMET 사 장비를 활용하였다. 압력측정 시제의 모델링 및 제작사진이 Fig. 5에 제시되어 있다. 본 연구에서는 미드스팬에서의 냉각성능을 측정하였으며, 이에 따라 미드스팬에서의 정압력 분포를 측정하여 그 결과를 제시하였다.

Fig. 5 
Test airfoil with pressure taps

Fig. 6은 본 연구에 사용된 터빈 노즐 베인의 단면 형상을 나타낸 그림이며, 형상 정보는 Table 1에 정리되어 있다.

Fig. 6 
Cooling configuration of turbine nozzle vane

본 연구에서 냉각터빈 노즐에 적용된 막냉각 홀은 전연(leading edge)에 원형 단면의 홀이 3열로 엇갈린 배열로 설치되어 있으며, 압력면에 1열, 흡입면에 3열의 팬 형상 막냉각 홀(fan-shaped film cooling hole)이 배치되어있다. 막냉각 분사각은 35°로 팬 형상 확장되는 형태를 가지며 터빈 베인 적용 위치에 따라 형상이 조정되었으며, 막냉각 홀 사이 간격은 위치에 따라 p/d=7~14로 설계, 적용되었다.

내부유로는 Fig. 6에 제시된 단면도에서 볼 수 있듯이, 총 4개의 유로로 구성되어 있다. 1번 유로는 전연으로 충돌제트냉각을 구현하는 홀이 구현된 2개의 유로로 구성되어 있으며, 2, 3, 4번 유로는 단일유로이다. 이때 모든 유로에는 45°의 경사각을 갖는 요철(rib turbulator)이 설치되었다. 이때 요철의 간격은 유로에 따라 p/e=10~20으로 적용되었다. 4번 유로는 구조보강 및 냉각을 위한 엇갈린 배열의 휜-핀 및 압력면 쪽으로 배출되는 냉각슬롯(pressure side cutback cooling slot)이 구현되어 있다.

막냉각 홀이 설치되어 있는 1, 2번 내부유로의 경우 내부유로 출구에 별도의 밸브를 설치하여 배출유량을 조절하였고, 이에 따라 공급되는 냉각유체 대비 막냉각 홀을 통해 배출되는 유동의 유량을 제어하였다. 3번 유로에 공급되는 냉각유체는 내부유로냉각만 적용되며, 4번 유로는 공급된 유동이 모두 후연 슬롯을 통해 주유동 유로로 배출되도록 하였다.

Fig. 7은 금속 3D 프린팅 기술을 적용하여 제작한 시험용 터빈 노즐 베인의 사진을 나타내고 있다. 제작에 사용된 금속 3D 프린터는 Concept Laser사의 Mlab 장비이며, 적용 소재는 In718이다. 엔진부품과 열물성치가 동등한 금속 소재를 시험시제에 적용하는 경우, 노즐 베인의 내부 및 외부 유동 무차원수(레이놀즈 수 등)를 엔진 작동조건과 유사한 조건으로 구현하는 경우 Biot 수 또한 엔진 조건과 유사하게 구현이 가능하다⁽²⁾. 이 경우, 전냉각효율을 냉각설계검증에 직접적으로 활용할 수 있는 장점이 있다.

Fig. 7 
Photographs of 3D printed test nozzle vane (before coating)

3D 프린팅 제작 및 열처리 후 레이저 스캐닝을 통한 노즐 외부 익형의 치수 검사를 수행하였으며, 측정 대상 영역인 미드스팬 영역에서는 ±0.2 mm 이내의 제작공차를 갖는 것을 확인하였다. 또한, 막냉각 홀 내부 원형 단면부는 일정한 단면적을 유지하도록 기계가공을 적용하였다.

Fig. 9는 주유동이 아음속 조건인 경우 터빈 노즐 베인 표면에서의 전냉각효율 분포를 나타낸 그림이다. 여기서 x축 좌표는 익형 표면의 길이를 축방향 코드 길이로 무차원화한 값이며, 음수는 압력면, 양수는 흡입면 영역을 나타낸다. 또한, 그림에서 점선은 내부유로의 경계면 위치를 나타내며 상단의 숫자는 내부유로 번호를 의미한다. 냉각유체는 그림에서 z/H=-0.5 영역에서 축방향으로 공급된다. 해당 그림에서 압력면 일부 영역(–0.7≤s/Cx≤-0.3)의 효율 값은 반영하지 않았는데, 이는 적외선 열화상 카메라와 적외선 투과창 지지대 사이의 간섭으로 정확한 온도 측정이 불가하여 부정확한 값이 나타나기 때문이다.

Fig. 9 
Contour plots of overall cooling effectiveness on turbine nozzle vane for subsonic mainstream conditions

전냉각효율은 막냉각은 물론 내부유로 대류열전달, 냉각유로 내부 및 내부유로 간의 열전도 영향 등 복합적인 요인에 의하여 영향을 받기 때문에 복잡하고 불균일한 분포 특성을 갖는다. 전반적인 효율 분포를 보면, 일부 냉각유체 유입구간을 제외하면 미드스팬 영역에서 끝벽 측 영역(z/H<-0.3 및 z/H>0.3)으로 갈수록 전냉각효율 값이 감소하는 것을 확인할 수 있는데, 이는 주변 시험리그로부터의 열전달 영향인 것으로 판단된다.

노즐 베인의 전연 인근 영역에서는 총 7열의 막냉각 홀이 배치되어 있으며, 1차 유로 내부에 충돌제트 냉각이 적용되기 때문에 전반적으로 높은 냉각효율을 보이며, 막냉각 홀 내부에서도 대류열전달 및 주변 열전도 효과로 인하여 막냉각 홀 상류 및 주변부에서 국소적으로 높은 냉각효율이 나타나는 것을 확인할 수 있다. 흡입면 2차 유로에서도 막냉각 홀의 영향을 명확히 관찰할 수 있다.

전연을 중심으로 압력면 상류 영역(-0.3<s/Cx<0.0)과 흡입면 상류 영역(0.0<s/Cx<0.3)의 전냉각효율 값을 비교해 보면, 전반적으로 흡입면에서 높은 효율을 갖는 것으로 나타났다. 이는 흡입면 측에 막냉각 홀이 더 많이 설치되어 열전도 효과가 높은 것과 전연에서 분사된 막냉각유체가 흡입면 측으로 유입되는 효과 때문인 것으로 판단된다.

Fig. 10은 시험과 동일 조건에서의 터빈 노즐 베인 전연 부근에서의 막냉각 유체의 유선(streamline) 및 표면온도분포 전산해석 결과를 나타낸 그림으로, 실제 유동 정체점은 압력면 측에 형성되면서 전연에서 분사된 막냉각유체가 모두 흡입면 측으로 분사되어 흘러가는 것을 확인할 수 있다. 이러한 영향으로 앞서 언급한 바와 같이 흡입면 상류 영역에서 상대적으로 높은 전냉각효율을 갖는 알 수 있다. 전산해석 관련된 상세 내용은 후속논문에서 기술될 예정이다.

Fig. 10 
Streamline of coolant ejected from showerhead film cooling holes obtained from numerical simulation

3, 4차 유로에서의 전냉각효율은 압력면 끝단을 제외하면 모두 내부유로 냉각에 의해서만 영향을 받는 영역으로, 냉각유로 입구 레이놀즈 수에 따라 변화하는 것을 알 수 있다. 이때 4차 유로 압력면 및 흡입면 영역에서 특징적인 현상으로, 모든 시험 조건의 경우에서 미드스팬 영역에서 상대적으로 높은 전냉각효율을 갖는 것으로 나타났는데, 이는 4차 유로 내부에 설치된 핀-휜의 위치와 동일한 영역이며, 핀-휜 설치에 따라 대류열전달 및 열전도에 의하여 내부냉각이 촉진되기 때문인 것으로 판단된다.

시험 조건별 정량적인 비교를 위하여, Fig. 11에 시험시제 미드스팬 영역(-0.25≤z/H≤0.25)에서 스팬방향 평균된 전냉각효율 분포를 시험 조건에 따라 제시하였다. 그림에서 점선은 내부유로 사이 벽의 위치를 나타내고 있으며, 압력면 분포에서는 Fig. 9와 마찬가지로 정확한 측정이 되지 않는 영역의 데이터가 제외되었다.

Fig. 11 
Spanwise averaged overall cooling effectiveness on turbine nozzle vane for subsonic mainstream conditions

흡입면 하류 영역(s/Cx>1.1)에서는 내부유로 냉각만 적용됨에도 불구하고 압력면 하류 영역(s/Cx<-0.7)보다 전냉각효율이 높은 것으로 나타났는데, 이는 흡입면 하류 영역에서의 실제 주유동 온도가 상류에서 분사된 막냉각 유체와의 혼합, 유동 가속에 따른 온도 감소에 따라 실제 표면에서 받는 열부하가 감소하기 때문인 것으로 판단된다.

Fig. 12는 P1이 위치한 전연 영역에서의 전체 평균된 전냉각효율을 시험 조건에 따라 나타낸 그림이다. 평균값을 취하기 위한 영역을 Fig. 12 상단에 도식적으로 나타내었다.

Fig. 12 
Average overall cooling effectiveness in the leading edge region(-0.2≤s/Cx≤0.3) for subsonic mainstream conditions

Fig. 12(a)는 P1에서의 냉각유로 입구 레이놀즈 수 기준, Fig. 12(b)는 P1에 서 분사되는 막냉각 유량에 따른 효율분포를 나타낸다. 각각의 경우 모두 S1의 값을 기준으로 무차원화하였다. 결과를 보면, 입구 레이놀즈 수 증가에 따라 전냉각효율이 단조 증가하는 것을 알 수 있다. 하지만, 막냉각 유량을 기준으로 한 분포를 보면, 막냉각 유체가 상대적으로 많이 분사되는 S4의 경우 유사한 막냉각 유량을 갖는 S3에 비해 효율이 낮은 것으로 나타났다. 이를 통하여 전냉각효율 평가 및 개선을 위해서는 막냉각 뿐만 아니라 내부유로 냉각을 동시에 고려해야 한다는 것을 알 수 있다.

Fig. 13은 4차 유로의 압력면 및 흡입면 표면에서의 전체 평균된 전냉각효율을 나타낸 그림으로, 앞서 설명한 바와 같이 입구 레이놀즈 수에 따라 전냉각효율이 선형적으로 증가하는 것으로 나타났으며, 흡입면 측의 효율이 압력면보다 높은 것을 확인할 수 있다.

Fig. 13 
Average overall cooling effectiveness in P4 region for subsonic mainstream conditions

Fig. 14는 천음속 주유동 조건에 대하여 4가지 냉각유체 공급조건에 따른 터빈 노즐 베인 표면에서의 전냉각효율분포를 나타낸 그림이며, Fig. 15는 미드스팬 영역에서 스팬방향 평균된 전냉각효율 분포를 나타낸 그림이다. 아음속 조건과 동일하게 각 내부유로의 위치가 표기되어 있으며, 부정확한 측정영역은 그림에서 제거하였다.

Fig. 14 
Contour plots of overall cooling effectiveness on turbine nozzle vane for transonic mainstream conditions

Fig. 15 
Spanwise averaged overall cooling effectiveness on turbine nozzle vane for subsonic mainstream conditions

전반적인 전냉각효율 분포 경향은 아음속 조건과 유사한 것으로 나타났다. 하지만, 냉각유체 유량이 유사한 조건인 경우에도 전냉각효율이 더 낮은 것을 확인할 수 있으며, 이는 주유동의 레이놀즈 수 증가에 기인한 것이다. 통상적으로 표면에서의 열전달은 정체점 영역에서는 Re^0.5, 난류경계층 표면에서는 Re^0.8에 비례하며⁽¹¹⁾, 이 경우 주유동 레이놀즈 수가 증가함에 따라 열부하는 각각 1.44배, 1.79배 증가하는 것으로 평가되며, 이러한 열부하 증가량이 터빈 노즐 베인의 전냉각효율을 저하시키는 역할을 한 것으로 판단된다.

흡입면 하류에서는 유동의 가속에 따른 주유동 온도저하의 영향으로 열부하가 감소하기 때문에 냉각효율이 증가하며, 열전도 효과에 의하여 압력면 하류에서의 냉각효율에도 영향을 준 것으로 판단된다. 이에 따라 Fig. 15에 나타난 것처럼 아음속 조건에서는 후연으로 갈수록 냉각효율이 급격히 저하하는 반면, 천음속 조건에서는 일정한 수준을 유지하거나 감소폭이 완만한 것을 확인할 수 있다.

Fig. 16은 전연 영역인 1차 유로 영역에 대해서 입구 레이놀즈 수 및 막냉각 유량에 따른 평균 전냉각효율 분포이며, x축 값을 시험 조건 T1의 값으로 무차원화하여 제시하였다. 전반적으로 입구 레이놀즈 수 또는 막냉각 유량 증가에 따라 전냉각효율이 선형적으로 증가하는 것으로 나타났다. 특징적으로 T4의 경우, 막냉각 유량이 제일 큰 조건임에도 불구하고(Fig. 16(b)) 1차 유로에서 입구 레이놀즈 수는 상대적으로 낮기 때문에 T3보다 낮은 전냉각효율을 갖는 것으로 나타났다. 아음속 조건의 결과에서 기술한 바와 같이, 보다 효과적인 냉각설계를 위해서는 막냉각과 내부냉각을 적절히 고려하여야 하며, 전냉각효율 평가를 통하여 이를 검증하는 것이 필수적이라 할 수 있다.

Fig. 16 
Average overall cooling effectiveness in the leading edge region(-0.2≤s/Cx≤0.3) for transonic mainstream conditions

Fig. 17은 아음속 조건 및 천음속 주유동 조건에 대하여 전연영역에서의 전냉각효율 분포를 나타낸 그림으로, Fig. 17(a)는 주유동 및 냉각유체 유로 입구 레이놀즈 수 비의 0.8승에 대하여, Fig. 17(b)는 막냉각 유체의 유효 분사비에 따른 냉각효율 분포를 나타낸 그림이다. 모든 주유동 조건에 대하여 냉각유로의 레이놀즈 수, 막냉각 유효 분사비가 증가할수록 전냉각효율이 증가하는 경향을 나타났으나, 유사한 냉각유체 공급조건에 대하여 아음속 조건의 경우가 상대적으로 높은 전냉각효율을 갖는 것으로 나타났다. 이는 주유동의 높은 레이놀즈 수와 연관되어 전반적으로 열부하가 증가된 반면 냉각유로 내부 냉각성능(레이놀즈 수) 및 막냉각 분사비가 낮기 때문인 것으로 판단되며, 추후 무차원수에 기반한 정량적인 분석을 위해서는 복합적인 요소를 고려한 다양한 시험 조건에서의 전냉각효율 측정 데이터베이스를 구축하는 것이 수반되어야 한다.

Fig. 17 
Average overall cooling effectiveness in the leading edge region(-0.2≤s/Cx≤0.3) for different mainstream conditions