• 한국연소학회지
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• 제15권3호
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• pp.74-81
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• 2010

In this study, soot formation characteristics on the instability of laminar diffusion flames were investigated experimentally using a concentric co-flow burner. When a small amount of air was supplied through an inner nozzle, a stable propane laminar diffusion flame became unstable and began to oscillate mainly due to the dilution effect. The increase of air flow rate transformed an oscillating non-sooting flame into a stable nonsooting flame. When the air flow rate was continuously increased an inner flame was formed and the flame was changed to an oscillating sooting flame, an oscillating non-sooting flame and finally a stable non-sooting hollow flame. When the air flow rate was decreased, a non-sooting hollow flame was eventually changed back to a stable non-sooting flame. The presence of an inner flame, however, altered the soot formation characteristics of a flame. More soot production was observed with the presence of an inner flame. The increased or decreased soot formation/oxidation rates, the radiation heat loss, and the heating effect of inner flames are most likely to be responsible for the observed instability of laminar diffusion flames.

• Nuclear Engineering and Technology
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• 제22권4호
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• pp.371-379
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• 1990

제논의 공간적인 진동은 원자로의 운전에 지장을 초래할 수 있다. 본 연구에서는 가압경수로에서의 제논에 의한 불안정성을 분석하기 위하여, 보다 일반적이고 다중입력/다중출력 계통에 적합한 일반화된 Nyquist조건을 사용하는 진동수위주의 기술을 적용하였다. 또한 모드전개 방법에 의하여 선형화된 중성자속을 구했다. 이 모형으로 출력 준위, 제어봉 위치, 그리고 평균 노심 연소도둥의 노물리 변수의 변화에 따른 영광 1호기의 제논에 대한 축방향 안정성을 조사하였다. 결과로는, 출력 준위의 증가나 제어봉 삽입의 증가는 안정성을 저해하는 효과를 가져오고, 연소도가 증가할 수록 불안정한 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회지
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• 제20권3호
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• pp.78-86
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• 2016

본 논문은 가스터빈시스템에서 외부 유량의 섭동과 이에 따른 열발생의 섭동 사이의 관계를 표현하는 새로운 형태의 화염전달함수(flame transfer function))를 제안한다. 연소의 불안정성을 예측하기 위하여 그 동안 널리 이용되어 왔던 $n-{\tau}$ 모델과 본 논문에서 제안하는 모델과의 가장 큰 차이점은 주파수 변화에 따른 위상의 비선형적인 관계를 표현 할 수 있다는 점에 있다. 기존의 $n-{\tau}$ 모델의 경우 위상은 항상 주파수의 선형함수로 주어지는데 이는 실제 연소시스템의 실험에서 자주 관측되는 결과와 일치하지 않았다. 실험 결과를 바탕으로 새로운 화염전달함수 모델을 구성하였고 연소불안정성의 측면에서 위상의 비선형성이 미치는 영향에 관하여 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.93-101
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• 2004

액체 로켓엔진에서 발생하는 고주파 연소 불안정성을 예측하기 위해 선형 안정한계를 계산하는 방법을 연구하였다. 기존의 선형이론에 근거하여 유도된 선형 안정한계를 나타내는 안정한계 식을 채택하였으며, 그 식을 구성하는 각각의 항을 정량적으로 평가하는 방안들이 제시되었다. 안정한계 계산에 필요한 열-화학 물성치와 유동 변수를 열역학적 평형계산과 CFD 해석 및 실험 결과로부터 평가하는 구체적 절차들을 상세히 제시하였다. 실제 로켓엔진으로서 시험 데이터가 확보되어 있는 KSR-III 로켓엔진에 대해서 제시한 방법을 적용하여 안정한계 곡선을 구하였다. 계산결과는, 해당 엔진에 대해 정량적으로 타당한 안정한계 곡선을 보여주었다. 이를 토대로 해당 엔진의 안정성 특성을 분석하였다. 본 연구에서 제시된 선형 안정한계 계산 방법은 진정한 예측의 1차적 근사로서 활용할 만한 가치가 있으며, 엔진 개발 초기에 근사적으로 안정성 경향을 분석하기에 유용할 것이다.

• 에너지공학
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• 제15권1호
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• pp.45-51
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• 2006

본 연구에서는 LFG와 LNG의 혼합연료의 연소가스측 열전달 특성을 LFG, LNG 단독 연료와 비교함으로써 실험적으로 연구하였다. 실험을 위하여 파일럿 연소시스템을 제작하였으며, 연소시스템의 열교환부에는 수직 수평 배플을 가지는 다관형 열교환기를 설치하였다. 실험은 연료 주입 방식, 저위발열량, 메탄의 조성(44.5%, 54.5%)의 서로 다른 조건에서 수행되었다. 본 연구를 통하여 동일한 레이놀즈 수에서 LNG의 연소가스측누셀트 수는 LFG보다 큼을 알 수 있었으며, LFG의 경우에 LFG와 LNG 혼합 연료가 LFC 단독 연료보다 큼을 확인하였다. 따라서, LFG를 사용하는 경우 LFG 단독 연료를 사용하기보다는 LFG에 LNG를 적절히 첨가시켜 사용하는 것이 열전달이 향상되며, 발생 LFG의 공급 불안정성을 완화하는데 기여할 수 있다고 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제8회 학술강연회논문집
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• pp.215-220
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• 1997

본 연구는 추진제 연소관 내부에 도포 되는 내열재 라이닝 공정을 최적화하기 위해 라이너 Premix 반응성을 실험하고 그결과를 토대로 Premix 저장조건을 설정하였다. HX-계열의 Bonding agent를 사용하는 LH-2, LH-5, LH-6 라이너를 선택하여 각각 20, 30, $40^{\circ}C$하에서 5주간 저장후 경화제와 경화촉매를 주입하고 초기점도를 측정하여 반응성을 예측하였다. 그 결과 Bonding agent로 HX-868을 사용하는 LH-5, LH-6 라이너가 HX-752를 사용하는 LH-2보다 반응성이 빠르며, 경화제와 경화촉매로 DDI와 T-12를 사용하는 LH-5 라이너가 IPDI와 $Fe(AA)_3$를 사용하는 LH-6 라이너 보다 반응성이 빠르게 나타났다. 이러한 저장온도와 기간에 따른 반응성을 토대로 공정 적용시 급격한 점도 상승에 의한 작업의 불안정성을 피하기 위해 일정 점도를 초과하지 않는 라이너 Premix 저장조건을 설정하였고, 향후에는 Bonding agent로. HX-868을 사용하는 LH-5, LH-6 라이너는 보다 공정성이 양호한 HX-752로 바꾸어 주는 것이 바람직 할 것이다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제22권7호
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• pp.1022-1029
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• 1998

The relation of the inlet fuel distribution, velocity, and overall equivalence ratio to the stability of a lean burning no-swirl dump combustor was examined. Premixed or partially premixed natural gas was introduced into the air stream, which flowed to the dump region through an annular inlet pipe. Inlet air was preheated upto 400 deg.C. Combustion instability was observed to occur at higher value of equivalence ratio (> 0.6) as the degree of unpremixedness was increased. Instabilities exhibited a dominant frequency of ~ 500 Hz, which corresponded to a half wave mode of combustor. CH chemiluminescence and pressure fluctuations were in-phase when combustion instabilities occurred. Acetone LIF images revealed that there was a strong fuel concentration gradient across the inlet annulus. Phase resolved OH LIF images showed that inlet fuel distribution was affected by the combustion instabilities.

• 대한기계학회논문집B
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• 제26권9호
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• pp.1284-1291
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• 2002

Combustion instabilities are an important concern associated with lean premixed combustion. Laboratory-scale dump combustor was used to understand the underlying mechanisms causing combustion instabilities. Experiments were conducted at atmospheric pressure and sound level meter was used to track the pressure fluctuations inside the combustor. Instability maps and phase-resolved OH chemiluminescence images were obtained at several conditions to investigate the mechanism of combustion instability and relations between pressure wave and heat release rate. It showed that combustion instability was susceptible to occur at higher value of equivalence ratio (>0.6) as the mean velocity was decreased. Instabilities exhibited a longitudinal mode with a dominant frequency of ∼341.8 Hz, which corresponded to a quarter wave mode of combustor. Heat release and pressure waves were in-phase when instabilities occurred. Rayleigh index distribution gave a hint about the location where the strong coherence of pressure and heat release existed. These results also give an insight to the control scheme of combustion instabilities. Emission test revealed that NOx emissions were affected by not only equivalence ratio but also combustion instability.

• 대한기계학회논문집
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• 제18권4호
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• pp.1081-1086
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• 1994

The phenomena called "combustion instabilities" in a solid-propellant rocket motor may be viewed as sustaining or amplifying pressure waves. Energy is supplied by combustion processes near the surface of the burning propellant. T-burner method is used to determine the response function of the propellant to the pressure wave. But initial tests were failed because of the Helmholtz resonation inside the T-burner. Acoustic analysis of the original T-burner is carried out and suppression techniques for the Helmholtz oscillation are introduced.ntroduced.

• 에너지공학
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• 제20권4호
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• pp.338-345
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• 2011

희박예혼합 가스터빈 연소기에 적용되는 스월 유동은 연소효율증가와 배기가스저감을 목적으로 적용된 것로 연소기 내 유동장의 전단층생성에 의한 재순환영역이 생성되게 한다. 이러한 재순환영역은 연소가스 재순환에 의한 화염온도와 화염길이를 낮추는 효과를 가지고 있다. 또한 희박연소에서 연소불안정성 억제효과도 있다. 본 연구에서는 모형가스터빈연소기에서 스월러를 이용하여 스월유동을 유도하고, 연소기 노즐에서 평균속도가 일정 할 때의 스월수 증가에 따른 유동장의 속도분포 특성을 분석하였으며 이때 PIV 계측 실험과 난류통계기법을 이용하여 난류인자들을 도출하였다. 스월수의 증가는 연소기 내부 유동장의 형태가 바뀌게 되고, 재순환영역의 위치가 연소기 노즐방향으로 이동하게 되어 화염길이를 줄여 주며, 난류강도와 난류길이 스케일이 감소하게 되어 에디의 크기가 작아짐을 확인하였다.