• 설비공학논문집
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• 제29권6호
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• pp.306-315
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• 2017

This study introduces a software for real-time assessment of combustion stability for utility gas turbines. The software was written with LabView, and implemented the time-domain kurtosis as a parameter to proactively access the instantaneous combustion stability during operation of the industrial gas turbine. The simple time-domain assessment algorithm incorporated in the software is advantageous over conventional frequency-domain signal processing of dynamic pressure signal since it reduces the computational cost, thereby making the algorithm more appropriate for real-time monitoring of combustion stability. Benchmark data obtained from a model gas turbine combustor were used for the reproducibility test of the software. The assessment obtained from the software agreed well with previously published results, indicating that incorporation of the software could enhance the performance of systems monitoring the combustion stability for gas turbines during power generation.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2013년도 제46회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.117-119
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• 2013

Combustion stability margin of a model gas turbine has been assessed by utilizing damping ratios of measured dynamic pressure data. It is known that acoustic oscillations in combustion chambers can be described as a superposition of nonlinearly interacting oscillators. Based on this theoretical background, CSMA (Combustion Stability Margin Assessment) code has been developed. The code has been employed into a model gas turbine combustion experiment, focused on the combustion instability, to show its capability to determine the damping ratio of measured dynamic pressure and further to assess combustion stability margin of the experiment, and turned out that the code works well.

• 한국추진공학회지
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• 제13권6호
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• pp.34-40
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• 2009

본 논문은 액체로켓엔진의 구성품인 연소기와 가스발생기의 연소 안정성 평가를 위한 평가 방법과 기준에 관해 서술하였다. 두 가지 평가 방법이 있는데, 첫 번째는 일반적인 정상 연소 시험을 통해 연소 안정성 여부를 판단하는 통계적인 접근 방식을 취하는 정적 평가와 두 번째로는 연소장에 압력 교란을 일으키는 장치를 이용, 생성된 펄스의 감쇠 특성을 파악하는 동적 평가가 있다. 누적된 실제 추진제 연소 시험 결과를 통해서 정적 평가의 안정성 여부는 Root-Mean-Square 값이 연소실 압력의 3%, 동적 안정성 여부는 가진된 압력 섭동의 감쇠시간이 10 msec로 기준을 설정하였다.

• 한국연소학회지
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• 제22권1호
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• pp.46-52
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• 2017

High-frequency combustion instabilities may occur during the development of feasible engine combustors. These instabilities can result in irreparable damages to the wall of combustors or the degradation of engine performance. So, it is essential to identify injectors that have high stability characteristics during the early stages of development. The objective of present study was to assess the stability of coaxial injectors and an impinging injector with different recess lengths in order to develop stable injectors optimally. Stability margin was evaluated based on the distance from operating condition to the unstable regions. A simulating combustion test method was used to analyze the stability of injectors. A small-scale combustion chamber was designed to simulate the first tangential acoustic mode of the actual combustor. Gaseous oxygen and a mixture of methane and propane were used as simulant propellants to satisfy their flow similarity to the actual propellants of a combustor in a liquid rocket combustor. The results indicated that injectors having small recess lengths showed relatively large combustion stability margins. For the injectors of large recess lengths, instability regions with large and super-large amplitude oscillations were observed. Thus, injector with shorter recess lengths had a higher stability than that of longer one due to the different mixing processes.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.229-234
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• 2004

The objective of the present study is to conduct model combustion tests for double swirl coaxial injectors to identify their combustion stability characteristics. Gaseous oxygen and mixture of methane and propane have been used as simulant propellants. Two model chambers tuned to the If acoustic resonance mode of a full-scale thrust chamber were manufactured to be used as a combustion cylinder. The main idea of the experiment is that the mixing mechanism is considered as a dominant factor significantly affecting combustion instability in a full-scale thrust chamber. Self-excited dynamic pressure values in a model chamber show different combustion stability zones with respect to a recess number. Upon test results, couplings between combustion conditions and the IT acoustic resonance mode become strengthened with the increase of a recess length.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.240-246
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• 2005

현재 개발 중에 있는 30-tonf-class 실물형 액체로켓연소기는 이미 설계검증을 위해 수차례의 연소시험이 이루어졌으며 그 결과 높은 연소효율을 얻었다. 연소성능과 더불어 액체로켓연소기의 중요한 또 하나의 요소는 바로 연소안정성이다. 연소안정성에 대한 평가시험은 개발하고자 하는 액체로켓연소기의 연소불안정 발생 빈도를 파악하는 시험으로서 액체로켓연소기 개발시 꼭 확인해야하는 시험이라 할 수 있다. 펄스건을 이용한 스테인레스 스틸 재질의 임시 배플이 장착된 실물형 연소기의 연소안정성 평가시험은 성공적으로 수행되었으며 그 결과 우수한 연소안정성 특성을 얻었다. 시험결과는 다음 호기의 실물형 연소기 배플 설계에 활용될 예정이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권4호
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• pp.61-66
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• 2004

본 논문은 액체 로켓 엔진 연소기에 사용하는 분사기의 연소 안정성 평가를 위한 모델 시험 방법을 서술하고자 한다. 액체 로켓 엔진 연소실에서 발생하는 연소 조건을 모사하기 위해서 로켓 엔진 연소기에 적용되는 실물 크기 분사기를 이용하여, 기체상태의 산소와 메탄과 프로판의 혼합기체를 모의 추진제로 사용한 모델 연소 시험을 수행하였다. 본 모델 시험의 주요 가정은 추진제의 혼합 과정이 실제 엔진 연소기에서 발생하는 연소 불안정에 가장 큰 영향을 미치는 인자로 간주하는 것이다. 본 시험에서는 단일 F-OO-F 형태의 충돌형 분사기가 한쪽 끝이 열린 원통형 모델 연소기와 더불어 사용되었다. 기상 연소 조건에서 발생하는 동압 특성은 운전 조건에 따라 상대적인 음향 감쇠 특성을 보인다. 이러한 시험 결과를 통해 구해질 수 있는 운전 조건에 따른 음향 감쇠 특성 지도를 이용하여 여러 후보 분사기 중에 가장 안정적인 분사기를 선택할 수 있게 된다.

• 한국화재소방학회논문지
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• 제17권1호
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• pp.33-39
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• 2003

본 논문에서는 벽지의 방염성능 및 열 안정성을 평가하고 연소가스인 CO, $CO_2$, HCN, HCl의 독성지수를 정량적으로 독성평가를 하여 벽지의 종합적 화재 위험성을 평가하였다. 방염성능은 방염성능기준인 45。 연소실험방법으로 열 안정성은 DSC분석과 TGA분석으로 평가하였다. 그리고 독성평가는 CO, $CO_2$, HCN, HCl 연소가스의 농도를 NIST N-GAS Model에 적용하여 독성지수로서 평가하였다. 위의 평가로 얻은 연구결과는 다음과 같다. 첫째, 방염성능 평가결과 방염한 종이벽지, 콜크벽지, PVC벽지는 방염성능 기준에 적합한 것으로 나타났다. 둘째, 열 안정성 평가인 DSC분석 결과 미방염한 종이벽지, 콜크벽지, PVC벽지가 방염한 것보다 상대적으로 저온부에서 발열개시가 되었으며, 더 많은 발열량을 내었으므로 열적으로 더 위험하였다. 그리고 TGA분석 결과 미방염한 종이벽지, 콜크벽지, PVC벽지의 분해속도가 방염한 것보다 휠씬 빨랐으므로 열 분해 위험성이 더 크다고 판단된다. 셋째, 연소가스 독성평가 결과는 방염한 종이벽지, 콜크벽지, PVC벽지가 미방염한 것보다 독성지수가 더 높게 나타났다. 또한 종이벽지와 콜크벽지보다 PVC벽지가 상대적으로 독성지수가 더 높음을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.103-109
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• 2017

연소화염 열에너지와 결합된 음향에너지 증가는 연소 불안정성을 유발할 수 있다. 연소 안정성 예측을 위해서는 연소실 내부 유동 경계에서 음향특성을 파악해서 궁극적으로 음향에너지의 증가 여부를 파악하는 것이 필요하다. 본 논문에서는 연소기 헤드와 같은 유동 경계 형상에 대한 음향 특성을 연구한 기존의 주요 분석적 결과를 정리하여, Strouhal 수로 표현되는 경계면 음향 임피던스 특성을 알아보았다. 또한 이중 마이크로폰을 활용한 실험적 방법을 통해 경계 음향 임피던스 특성에 대한 이론적/해석적 결과를 검증하기 위한 기법을 조사 정리하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권7호
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• pp.94-99
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• 2003

액체로켓엔진의 연소 안정성 평가를 위한 압력 교란 장치인 펄스건은 내재된 화약 폭발시 충격파를 유도관을 통해 엔진 연소기 내부로 전달 발생시키게 된다. 본 연구에서는 펄스건 특성에 영향을 주는 여러 가지 인자 중 화약 충진량에 의한 충격파 특성 파악을 위해 KSR-III 주 엔진과 같은 직경 크기를 갖는 모사 챕버를 이용하였다. 펄스건 출구에서 발생하는 충격파는 축대칭의 균일한 형상의 세기를 지니고 있으며 전체적인 세기 분포는 챔버 내의 압력에 따라 변화함을 확인하였다. 펄스건의 충격파는 상온 상태 조건에서 챔버내의 공명 주파수를 가진하는 것으로 보아 실제 연소장에서도 충분한 압력 교란을 제공할 수 있을 것으로 보인다. 가장 중요한 점은 펄스건에 의해 발생하는 초기 압력 최대 값이 화약 충진량의 크기에 비례하는 경향을 보인다는 것이다.