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항공기 가스터빈엔진의 고온 부품은 1400 ~ 1500 °C가 넘는 고온, 수 십만 RPM의 회전 속도와 고압이라는 가혹한 환경에서 운용이 되고 있으며, 친환경 및 고효율이라는 시대적 요구는 더욱 가혹한 환경에서 좀 더 긴 수명을 요구하고 있다. 이러한 가혹한 요구 조건을 충족하기 위해 재료의 고급화, 열차단 코팅, 냉각 설계에 대한 지속적인 연구가 진행되고 있다. 이와 함께 고온 부품에 대한 좀 더 정교한 구조 강도, 수명 평가 등을 위해 재료 모델링, 유한요소해석 기술, 통계적 기법과 최적화 기술 등의 도입 및 적극적인 활용이 중요Key Words: High Pressure Turbine Nozzle(고압터빈 노즐), Directionally Solidified Material(일방향 응고 재료), Turbine Inlet Temperature Profile(터빈 입구온도 분포), Installation Condition(장착 조건), Low Cycle Fatigue Life(저주기 피로 수명), 임계 평면법(Critical Plane Approach) 초록: 항공기 및 엔진의 성능 극대화와 운용 유지비 최소화로 인하여 고압터빈 구성품은 점점 더 가혹한 환경에서 장시간 운용을 요구 받고 있다. 이를 해결하기 위해 냉각 극대화, 재료의 고급화, 코팅 기술 적용 등과 함께 재료 모델링, 유한요소해석, 통계적 기법 등의 수치적 해석 방법이 광범위하게 활용되고 있다. 본 연구에서는 일방향 응고 재료의 1단 고압터빈 노즐의 운용 환경인 터빈 노즐 입구온도분포와 장착조건의 변화에 따른 노즐의 구조 건전성을 저주기 피로 수명을 통해 평가하고 가장 유리한 조건을 모색하고자 한다. 이를 위해 냉각 설계에 의한 노즐의 금속 온도 분포는 복합 열전달 해석을 통해 얻으며, 이를 근거로 탄소성 해석을 수행하고 그 결과를 기초로 저주기 피로 수명을 평가하였다. Abstract: High pressure components of a gas turbine engine must operate for a long life under severe conditions in order to maximize the performance and minimize the maintenance cost. Enhanced cooling design, thermal barrier coating techniques, and nickel-base superalloys have been applied for overcoming them and furthermore, material modeling, finite element analysis, statistical techniques, and etc. in design stage have been utilized widely. This article aims to evaluate the effects on the low cycle fatigue life of the high pressure turbine nozzle caused by different turbine inlet temperature profiles and installation conditions and to investigate the most favorable operating condition to the turbine nozzle. To achieve it, the structural analysis, which utilized the results of conjugate heat transfer analysis as loading boundary conditions, was performed and its results were the input for the assessment of low cycle fatigue life at several critical zones. |
