• 대한기계학회논문집
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• 제18권1호
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• pp.240-249
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• 1994

The basic experiments for designing the effective gas turbine combustor were performed. There are several factors that define the characteristics of gas turbine combustor. Among them, experiment was focused on swirl effects by three types of swirler with different swirl numbers(0.0, 0.38, and 0.62). Particularly, an interest was concentrated on primary zone where the flame characteristics of total combustor was dominated strongly and secondary zone where the remaining unburned gas was reacted again or cooling effect was done according to degree of swirl intensity. For this study, following measurements have been carried out, that is, time mean and fluctuating temperature, exhaust gas composition including NO concentration, and ion current. From this study, it was found that swirl intensity affects largely not only flame style but also emission formation, furthermore that it is important to select proper swirl intensity.

• 대한기계학회논문집
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• 제18권7호
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• pp.1789-1798
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• 1994

This paper aimed for numerical simulation of complicated gas turbine combustor with swirler. For the convenience of numerical analysis, fuel nozzle and air linear hole areas of secondary and dilution zone, which are issued to jet stream, were simplified to equivalent areas of annular type. In other to solve these problems, imaginary source terms which are corresponded to supplied fuel amount were added to those of governing equation. Chemical equilibrium model of infinite reaction rate and $k-{\epsilon}-g$ model with the consideration of density fluctuation were applied. As the result, swirl intensity contributed to mixing of supplied fuel and air, and to speed up the flame velocity than no swirl condition. Temperature profiles were higher than experimental results at the upstream and lower at the downstream, but total energy balance was accomplished. As these properties showed the similar trend qualitatively, simplified simulation method was worth to apply to complicated combustor for predicting combustion characteristics.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 1997년도 제15회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.135-151
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• 1997

The preliminary design and performance test for determining dimensions of gas turbine combustor were investigated. The combustor design program was developed and applied to design our combustor. and detailed design for determining of swirler. dome and liner holes were performed experimentally. The swirler. which govern the combustion characteristics of combustor, was determined $40^{\circ}$ as swirl angle at first performance test. After second performance test the swirler was re-determined by 24 mm i.d.. 34 mm o.d., and swirl angle of $45^{\circ}$. The geometry of liner holes were determined by considering the flame stability and recirculation zone size. It was found that flame can be more easily stabilized by adjusting the swirier dimensions rather than liner holes. The geometry of swirler and liner holes were re-determined by final performance test with dilution holes. Also. the performance of combustor was evaluated by analysis of exhaust gases.

• 대한기계학회논문집B
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• 제40권8호
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• pp.503-510
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• 2016

일반적으로 연소로는 연료의 연소과정에서 NOx, CO등의 공해물질을 배출한다. 본 연구는 소각연소로를 대상으로 2차 공기를 연소가스 흐름의 역방향으로 주입시키는 방법의 NOx 및 CO 배출특성에 대한 연구를 수행하였다. 연구의 주요변수는 1, 2차 공기의 유량비와 2차 공기의 투입 방향으로 설정하였다. 변수에 따른 NOx 및 CO 배출특성을 묘사하기 위해서 축소모형실험 연구를 수행하였다. 실험결과 1차 공기유량이 감소하고 2차 공기유량이 증가할수록 NOx가 감소되다가 일정 유량비 이상에서 다시 NOx가 다소 증가하는 형태가 나타났다. 역방향으로 빠른 유속의 2차 공기가 투입될 때 연소로 내부에 유동 재순환이 발생하여 혼합이 증가하고 이로 인해서 온도 영역이 고르게 분포되는 것으로 나타났으며 그 결과로서 thermal NOx의 저감 효과를 확인할 수 있었다. CO는 2차 공기가 역방향에서 높은 비율로 투입되는 조건이외에서는 측정되지 않았다. 측정된 경우도 CO의 농도는 2 ppm 이내로 안정적인 연소 조건으로 나타났다.

• 청정기술
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• 제26권3호
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• pp.211-220
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• 2020

본 연구는 80 kW급 단일버너 연소로에서 석탄 연소시 초저 NOx 버너 설계인자를 평가하기 위한 실험적 연구이다. 버너 설계 인자인 선회강도, 총 과잉 공기비, 버너 영역 과잉공기비, 1차/2차 산화제 비율, OFA 비율을 변경하여 총 81개 조건을 대상으로 실험을 수행 하였다. 실험 결과, 선회류가 약하면 연소로 출구에서 CO가 증가하고 연소로 내부 온도가 감소하는 것으로 나타났다. 그러나, 선회류가 강하면 NOx가 증가하기 때문에 적절한 선회류 강도를 결정하는 것은 NOx를 줄이는 데 중요한 요소이다. 1차/2차 산화제의 비율 또한 중요한 요소이며, 생성 된 NOx의 양은 산화제의 비율에 따라 달라진다. 2차 산화제의 비율이 증가하면 연소 초기에 NOx 방출량이 증가하고, 측정 된 배출구 NOx가 증가하게 된다. 그러나, 2차 산화제 비율이 감소하면 화염이 길어지고 CO가 증가한다. 본 연구에 사용 된 연소 시스템은 적절한 조건이 만족 될 때 O₂ 6%를 기준으로 최소 NOx가 82 ppm 생성되는 것으로 확인 되었다. 본 실험에서 대상으로 한 버너는 연소용 공기를 석탄을 이송하는 1차공기 외에 2차공기로 하나의 산화제 유동만 사용하는 방식으로서 추후 3차 및 4차공기로 분할하여 화염형태 및 반응을 세밀하게 제어할 경우 추가적인 NOx 감소가 가능할 것으로 예상된다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.151.2-151.2
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• 2012

터보펌프 구동에 사용된 가스발생기 생성가스를 연소기로 공급하여 주추력 발생에 사용하는 다단연소 사이클 로켓엔진은 고추력을 요하는 우주 발사체에 널리 사용되고 있다. 다단연소 사이클 로켓엔진에 사용되는 가스발생기를 예연소기라 부르며 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 로켓엔진에는 산화제 과잉 예연소기가 사용된다. 예연소기는 터보펌프 구동을 목적으로 하기 때문에 예연소기 생성가스의 횡단면 온도분포는 터빈에 의해 제한되는 온도범위 내에서 균일하여야 하며 넓은 운전영역에서 안정적인 연소가 이루어져야 한다. 산화제 과잉 예연소기는 모든 추진제가 혼합헤드를 통해 분사되는 방식과 추진제를 혼합헤드와 연소실로 나누어 공급하는 방식이 있다. 기술검증을 위해 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 1차 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20MPa, 혼합비 60에서 작동하는 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였다. 혼합헤드에는 별도의 점화용 분사기 없이 전체 연료 분사기를 통해 점화용 연료인 TEA/TEB 혼합물을 분사하여 점화하였다. 추진제를 2단으로 공급할 수 있도록 고안된 가압식 연소시험 설비에서 10회, 누적 60초 이상의 연소시험이 성공적으로 수행되었다. 연소시험결과 넓은 작동영역에서 안정적 연소특성과 생성가스 온도 분포의 균일성을 확인할 수 있었다. 고온 고압의 산화제 과잉 예연소기 기술 확보를 통해 케로신/액체산소 다단연소 사이클 로켓엔진 개발을 위한 기술적 기반을 마련하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권1호
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• pp.51-56
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• 2007

PIV 방법을 이용하여 액체 램제트 연소실 내부의 유동 특성을 측정하였다. 연소기는 2개의 사각 단면의 유입구가 90도의 각도를 가지고 있으며, 유입각이 $30^{\circ},\;45^{\circ},\;60^{\circ}$의 3가지 경우를 연소실 실험 모형으로 제작하였다. 실험은 유입구에서의 속도가 마하 0.3의 경우로 레이놀즈 상사를 적용하여 수조에서 실험을 수행하였다. PIV 프로그램은 자체 개발하였다. 4가지의 돔 크기에 대하여 돔에서 생성되는 복잡한 1차 재순환 유동을 측정하였다. 실험한 범위에서 돔의 크기는 연소실 직경의 1/3정도가 적당한 것으로 판단되며 유입각은 작을수록 재순환 영역이 커짐을 알 수 있으나 최적의 연소기 형상은 2차 재순환 영역과 함께 고려되어야 한다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제24권10호
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• pp.1294-1299
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• 2000

The combustion characteristics have been investigated to develop the 50 kW-class gas turbine combustor. The combustor design program was developed and applied to design this combustor. The combustion air which has the temperature of 45, 200, $300^{\circ}C$ were supplied to combustor for elucidating the effect of inlet air temperature on CO, NOx emissions and flame temperature. The exit temperature and NO were increased and CO was decreased with increasing inlet air temperature. Also, the effect of equivalence ratio was considered to verify the combustor performance. The emissions of CO and NO with inlet air temperature can be analyzed qualitatively by measuring the temperature inside the combustor. The combustion performance with fuel schedule was evaluated to get the informations of the starting and part loading process of gas turbine. The combustion was stable above the equivalence ratio of 0.18. The pattern factor which is the important parameter of combustor performance was satisfied with the design criterion. Consequently the combustor was proved to meet the performance goal required for the target gas turbine system.

• 대한기계학회논문집
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• 제18권4호
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• pp.1064-1071
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• 1994

There are three active radicals which become to the scale of flame diagnostics at the flame front. They are OH, CH and $C_2$ radical. For this, optical measurement system which could monitor simultaneously the luminous waves of three radicals, was constructed. These were analyzed statistically into the cross correlation, coherence and phase. Through such an statistical treatment, combustion characteristics was investigated at the primary zone of gas turbine combustor. The local equivalence ratio was predicted with the ratio of luminuous intensity between CH and $C_2$ radical. This result was matched up to the equivalence ratio calculated from gas composition within 5% error. In general, equivalence ratio was said to be 1.0 at flame front, but it could be increased up to about 1.2 depending on the degree of swirl intensity in case of changing properly the air amount of primary zone.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.159-162
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• 2008

발사체의 상단에 사용되는 여러 가지 싸이클의 특성을 조사한 뒤, 그 중 가스발생기 후연소 싸이클 엔진의 특성을 살펴보았다. 발사체 상단에 사용되는 엔진은 추진제와 싸이클의 특성상 연소압-확장비 다이어그램에서 크게 3그룹으로 나뉘어 진다. 영역 II에 위치한 케로신 엔진은 모두 가스발생기 후연소 싸이클 엔진으로서 높은 압력과 복잡한 구조를 하고 있다. 이 싸이클은 그 특성상 2개 이상의 펌프를 사용한다. 즉, 연료라인을 둘로 분기하여 보다 높은 압력이 요구되는 가스발생기 라인에는 2차 펌프를 두어 좀 더 가압을 하여 보다 효율적인 파워사용이 가능하다. 기본적으로 모든 산화제는 가스발생기를 지나 연소기로 향하기 때문에 2차 펌프의 필요성이 줄어들지만 여러가지 이유로 주펌프 이전에 부스터 펌프를 두어 주산화제 펌프의 부담을 덜어주는 경우가 많다. 폐쇄형 엔진은 그 특성상 엔진 비추력 효율이 개방형 엔진보다 상대적으로 높기 때문에 상단엔진에 적합하다.