• 한국추진공학회지
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• 제20권6호
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• pp.46-53
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• 2016

희박 예혼합 가스터빈의 연소 불안정 현상을 이해하기 위해서는, 선형 과정에 의하여 얻어지는 고유주파수 및 초기 성장률뿐만 아니라, 연소기 비선형 특성에 의존하는 한계진폭의 예측이 필요하다. 특히 현재의 연구에서는 비선형 거동에 의한 한계 진폭을 예측하기 위해서 유동 섭동과 열발생의 비율이 주파수와 속도 진폭을 정의할 수 있는 화염묘사함수를 적용하였다. 본 연구에서는 화염묘사함수를 얻기 위하여 CFD 기법이 적용되었으며, 이를 통하여 비선형 열음향 해석으로부터 불안정 한계 진폭을 예측할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.75-78
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• 2004

Various jet engines (Turbine engine family and RAM Jet engine) have been developed for high speed aircrafts. but their application to hypersonic flight is restricted by principle problems such as increase of total pressure loss and thermal stress. Therefore, the development of next generation propulsion system for hypersonic aircraft is a very important subject in the aerospace engineering field, SCRAM Jet engine based on a key technology, Supersonic Combustion. is supposed as the best choice for the hypersonic flight. Since Supersonic Combustion requires both rapid ignition and stable flame holding within supersonic air stream, much attention have to be given on the mixing state between air stream and fuel flow. However. the wider diffusion of fuel is expected with less total pressure loss in the supersonic air stream. So. in this study the direction of fuel injection is inclined 30 degree to downstream and the total pressure of jet is controlled for lower penetration height than thickness of boundary layer. Under these flow configuration both streams, fuel and supersonic air stream, would not mix enough. To spread fuel wider into supersonic air an aerodynamic force, baroclinic torque, is adopted. Baroclinic torque is generated by a spatial misalignment between pressure gradient (shock wave plane) and density gradient (mixing layer). A wedge is installed in downstream of injector orifice to induce an oblique shock. The schlieren optical visualization from side transparent wall and the total pressure measurement at exit cross section of combustor estimate how mixing is enhanced by the incidence of shock wave into supersonic boundary layer composed by fuel and air. In this study non-combustionable helium gas is injected with total pressure 0.66㎫ instead of flammable fuel to clarify mixing process. Mach number 1.8. total pressure O.5㎫, total temperature 288K are set up for supersonic air stream.

• 한국수소및신에너지학회논문집
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• 제33권6호
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• pp.776-785
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• 2022

Hydrogen combustion in modern gas-turbine engine is the cutting edge technology as carbon-free energy conversion system. Flashback of hydrogen flame, however, is inevitable and critical specially for premixed hydrogen combustion. Therefore, this experimental investigation is conducted to understand flashback phenomenon in premixed hydrogen combustion. In order to investigate flashback characteristics in premixed hydrogen (H₂)/air flame, we focus on pressure conditions and nozzle shapes. In general, quenching distance reduces as pressure of combustion chamber increases, causing flashback from boundary layer near wall. The flashback regime for reference and modified candidate configurations can broadly appear with increasing combustion chamber pressure. The later one can improve flashback-resist by compensating flow velocity at wall. Also, improved wall flow velocity profile of suggested contraction nozzle prevents entire flashback but causes local flashback at nozzle exit.

• 플랜트 저널
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• 제14권3호
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• pp.29-34
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• 2018

본 연구에서는 태안석탄가스화복합발전을 대상으로 대기온도에 따른 출력 및 열효율 변화를 제작사의 기본설계자료와 대기온도별 성능보정계수를 이용하여 계산하였으며, 하계 및 동계 대표지점에서 실제 성능을 측정하고 그 결과를 계산값과 비교하여 타당성을 확인하였다. 열효율은 $15^{\circ}C$ 부근에서 가장 높고 이보다 저온이나 고온에서는 낮아지는데 이는 천연가스복합발전과 유사하였으나, 상대적으로 고온구간에서는 공기분리장치의 소비동력증가로 열효율이 급격히 하강하였다. 또한 출력은 $5{\sim}15^{\circ}C$ 구간에서 가장 높고 $5^{\circ}C$ 이하에서는 거의 일정하게 유지되며 $15^{\circ}C$ 이상에서는 하락한다. 저온에서 출력이 증가하지 않는 이유는 가스터빈 연소기 질소주입에 따른 유량 증가로 축의 토크 제한이 작동하기 때문이다. 향후 성능향상을 위해서는 하계에 발전출력향상 및 공기분리장치 소비동력 저감 등의 노력이 필요하다.