The turbine inlet temperature keeps increasing as high-efficient gas turbines have been developed for last decades. The increase of turbine inlet temperature makes the turbine blades being exposed in thermally severe condition, leading to thermal damage. The thermal management with advanced cooling technique is thus necessary to protect turbine blades from thermal deformations. In this thesis, with comprehensive investigation using experiments, flow visualization, and numerical simulation, the cooling performance and flow characteristics of micro cooling were studied. First, to measure the accurate surface temperature, we propose an accurate measurement scheme of infrared thermometry by properly considering the background radiation from high-temperature environment as well as the spectral emittance of an object. Through the proposed measurement scheme, the relative deviation from the thermocouple reference was reduced from 26.45\% to 1.39\% on average. After that, with the proposed IR thermometry, the surface temperature of C3X single blade and cascade blades were measured where micro cooling occurs. For effusion cooling, a multiple hole-array with a diameter of 0.5 mm was fabricated by the electric discharging machining, and, in the case of transpiration cooling, a porous structure with an equivalent pore diameter of 40 μm was manufactured by the 3-D metal additive manufacturing on the C3X turbine blade geometry. Besides, the velocity and thermal boundary layer formation of micro cooling were analyzed by flow visualization using smoke-laser sheet technique and numerical simulation using $k-\omega$ turbulence model. Micro cooling performs effective cooling due to not only the effect of convective heat transfer on the blade wall with the micro flow path but also the reduction of heat transfer from the mainstream due to the formation of a stable thermal boundary layer. Especially, transpiration cooling achieves improved cooling performance by average of 47\% for cascade blades compared to effusion cooling under coolant and mainstream mass flow rate of 5.3\%.
가스 터빈의 효율을 증가시키기 위해 터빈 입구 온도는 계속해서 증가하고 있다. 터빈 입구 온도 상승에 의한 터빈 블레이드의 작동 온도의 급격한 상승은 블레이드의 심각한 열 손상을 야기한다. 따라서 열 변형 및 파괴로부터 터빈 블레이드를 보호하려면 효과적인 냉각 기술을 사용한 열 관리가 필요하다. 본 학위 논문에서는 냉각 실험, 유동 가시화, 수치 해석을 통해 마이크로 쿨링의 냉각 성능과 유동 특성을 종합적으로 분석하였다. 먼저 정확한 표면 온도 측정을 위해, 물체의 파장에 따른 복사 열전달량과 고온 환경에서 발생하는 복사 에너지를 모두 고려하는 정확한 적외선 온도 측정법을 제안하였다. 제안된 측정법을 통해 기준 열전대 온도 대비 측정 오차가 평균적으로 약 26.45\%에서 1.39\%로 감소하였다. 이후 제안된 적외선 온도 측정법을 이용하여, 마이크로 냉각이 일어나는 C3X 단일 블레이드와 다중 블레이드의 표면 냉각 온도를 측정하였다. 유출 냉각을 위해 0.5 mm 직경의 냉각 홀 배열을 방전 가공을 통해 제작하였으며, 투과 냉각의 경우 3-D 금속 적층 가공을 통해 40 μm의 유효 공극 직경을 갖는 다공성 구조로 C3X 터빈 블레이드를 제작하였다. 또한, 마이크로 냉각의 속도 및 온도 경계층의 형성을 유동 가시화와 $k-\omega$ 난류 모델을 이용한 수치 해석을 통해 분석하였다. 마이크로 냉각은 블레이드 표면의 마이크로 유로를 통한 대류 열전달 향상의 효과뿐만 아니라, 안정적인 온도 경계층의 형성으로 인한 주유동으로부터의 열유입 감소로 인하여 효과적인 냉각 성능을 가진다. 특히, 투과 냉각은 냉각 공기와 주유동의 질량 유량 비율이 5.3\% 인 조건에서, 유출 냉각에 비하여 다중 블레이드에서는 47\% 향상된 냉각 성능을 달성하였다.
