Spray characteristics produced by conventional and electrostatic pressure-swirl nozzles for an oil burner have been studied, using kerosine as a test liquid. The charge injection mechanism is used to design the electrostatic nozzle, where specific charge density, breakup length, spray angle and mean diameter are measured and analyzed. Three nozzles with orifice diameters of 0.256, 0.308 and 0.333mm at injection pressures of 0.7, 0.9, 1.1 and 1.3 MPa are used in the study. In case of the electrostatic nozzle, voltages ranging from -5 to -12kV are applied. Comparison of the spray characteristics is made between the conventional and electrostatic nozzles. The results showed that, the electrostatic nozzle is superior to the conventional nozzle. This is due the effect of voltage on the liquid surface tension.
레늄미량함유 염산용액중에서 추출제로 Alamine304-1(Henkel), Cyanex272(Daihachi)와 $D_2EHPA(Henkel)$를 사용하여 용매추출공정으로 레늄의 추출거동을 조사하였다. 수상에 존재하는 레늄은 60 ppm이며, Kerosine과 추출제를 혼합한 합성용액을 사용하였다. 레늄 회수의 최적조건을 조사하기 위해 추출제의 종류 및 농도, 수상과 유기상의 상비, HCl의 농도, 불순물 분리 실험 등을 진행하였다. 수상의 pH가 2 이하이고, 상비는 1:1로 하여 1 % Alamine304-1으로 10분간 반응시킨 후 상온에서 1시간 이상 정치시켰을 때 레늄의 추출율이 99 % 이상으로 가장 우수하였으며, Cyanex272와 D2EHPA를 사용한 경우에는 레늄의 거의 추출되지 않았다.
The present study was numerically and experimentally performed to investigate the fire suppression performance of water mist spray subjected to thermal radiation in closed space. Downward-directed water mist sprays to interact with an under kerosine pool fire were investigated in test facility The mass mean diameters of water mist droplet were measured by PMAS under various flow conditions. The developed water mist spray nozzle was satisfied to the criteria of NFPA 750, Class 1. The mechanism of the fire suppression by water mist was attributed to the cooling of the fire surface which lead to suppressed of fuel evaporation. It was proved that the water mist spray system under lower pressures could be applied to underground fire protection system.
가스터빈 연소기의 스월러와 노즐을 제작하여 스월러 형상 변화에 따른 비연소시 케로신 분무 특성과 연소시에 열유동장의 특성을 조사하였다. 액적의 크기(SMD)와 속도를 파악하기 위해서 위상도플러입자분석기(PDPA)를 이용하였고, 연소 온도를 조사하기 위해서 R-type 열전대(Platinum vs. Platinum-13%rhodium)를 이용하였다. 분무와 화염의 가시화는 스틸 카메라를 이용하였다. 스월러각이 커서 스월수가 큰 경우에 분무 및 화염이 반경방향으로 빠르게 발전하였다. 화염은 스월수가 작을 때는 원추형의 화염이 형성되지만 스월수가 커지면서 스월 모멘텀이 중심축으로 이송되고 혼합이 촉진되어 원통형으로 바뀌었다.
본 본문은 발사체용 액체 추진제에 대하여 과거, 현재 미래의 추세에 대하여 초점을 맞추어 조사하였다. 일반적으로 저장성, 하이퍼골릭 추진제는 군사용으로 사용되고, 케로신 계열과 극저온 추진제가 발사체용으로 사용되는 추세이다. 액체 추진기관은 성숙된 기술로 볼 수 있지만, 우주 탐험에 대한 새로운 관심은 새로운 엔진의 개발과 함께, 좀 더 많은 설계 마진, 그리고 다양한 추력과 수명 요구와 관련하여 사용과 생산에 간편한 방향으로 나아가고 있다.
인공위성을 포함한 모든 우주 비행체를 제어하기 위해서는 관련 추진기관의 제반성능을 정확하게 이해하고 위성 운영에 적합한 형태로 조정하기 위한 프로그램이 필요하다. 본 연구에서는 이원 추진제를 사용하는 추력기에 대한 자료를 사용하여 이 프로그램에 필요한 추력기의 성능함수를 best fitting curve를 사용하여 모델링하였다. 추력기의 성능을 정확히 파악하기 위해서는 제조회사로부터의 실험자료가 필요하나 제조회사로부터 실험자료를 얻을 수 없기 때문에, 성능 곡선의 기본 특성을 알아내기 위해서 실제 연소실험을 수행하여 이것을 모사하였다. 그 결과, 추력 및 추진제 소모량은 추진제의 공급압력으로 예측됨을 알 수 있었다. 실험에 사용된 로켓은 추진제로 액체산소와 케로신을 사용하였고 설계추력은 100lb$_f$였다.
The effect of swirl flows un the fuel spray characteristics were investigated for various swillers in a model combustor. The interaction between the flow field and fuel spray in the main combustion tone made by frontal devices including fuel injection nozzles and swirlers. which were characterized by flow velocities, fuel droplet sizes and their distributions which were measured by APV(Adaptive Phase/Doppler Velocimetry) under atmospheric condition at 320cc/min kerosine fuel flow and 0.04kg/sec air supply. A dual swirler with circumferential two-stage swirl vanes of $40^{\circ}\;and\;45^{\circ}$ vanes in different directions and two single-stage swillers of $40^{\circ}$ vanes with 12 and 16 vanes were tested. It was found that the dual swirler has the largest recirculating zone with highest reverse flow velocity. The strongest swirl flow was found at the boundary of recirculation zone. Small fuel droplets were observed in the main axial stream and inside the recirculation zone when swirling flow field were generated by the frontal devices. These findings could give the tips on the optimal design of frontal devices to realize low emissions in gas turbine combustion.
The optimization of frontal device including fuel nozzle and swirler is required to secure the mixing of fuel and air and the combustion stability leading the reduction of pollutant emissions and the increase of combustion efficiency in gas turbine combustor. The effects of injection nozzle and swirler on the flow field, spray characteristics and consequently the combustion stability, were experimentally investigated by measuring the velocity field, droplet sizes of fuel spray, lean combustion limit and the temperature field in the main combustion region. Flow fields and spray characteristics were measured with APV(Adaptive Phase Doppler Velocimetry) under atmospheric condition using kerosine fuel. Temperatures were measured by Pt-Pt13%Rh, R-type thermocouple which was 0.2mm thick. Spray and flame was visualized by ICCD(Intensified Charge Coupled Device) camera. It was found that the dual swirler resulted in the biggest recirculation zone with the highest reverse flow velocity at the central region, which lead the most stable combustion. The various combustion characteristics were observed as a function of the geometries of injector and swirler, that gave a tip for the better design of gas turbine combustor.
Disposal of highly toxic wastes like polychlorinated biphenyls (PCBs) is very difficult. These substances create a growing mountain of problematic waste that has to be disposed properly. Conventional technologies that are based on common burning(rotary kiln, ${\sim}1100^{\circ}C$) and plasma technology(${\sim}10000^{\circ}C$) do not satisfy important conditions. for example, complete combustion of the toxic waste and the price of waste disposal. The combustor like a rocket engine is operated at relatively high pressure(${\sim}15$ bar) and relatively high temperature(>$3000^{\circ}C$) that are ideal for the complete destruction of extremely toxic substances. In this study, test compound($_o-DCB$) was dissolved in kerosine with a concentration of 10%. Pure gas oxygen was used as an oxidant. Analysis showed that the destruction efficiency achieved for ${o}-DCB$ was 99.9999% or better. The results show that a combustor based on liquid propllant rocket technology is a validated tool for the disposal of highly toxic waste, and a good alternative technology when applied to the destruction of extremely toxic wastes.
The optimization of frontal device including fuel nozzle and swirler is required to secure the mixing of fuel and air, and the combustion stability in the gas turbine combustor design for the reduction of pollutant emissions and the increase of combustion efficiency. The effects of injection nozzle and swirler on the flow field, spray characteristics and consequently the combustion stability, were experimentally investigated by measuring the velocity field, droplet sizes of fuel spray, lean combustion limit and the temperature field in the main combustion region. The effect of fuel injection nozzle was tested by adopting three different nozzles; a dual orifice fuel nozzle, a hollow cone nozzle and a solid cone nozzle. These tests were combined with the three different swirler geometries; a dual-stage swirler with 40$^{\circ}$ /-4 5$^{\circ}$ vanes and two single-stage swirlers with 40$^{\circ}$ vane angle having 12 and 16vanes, respectively. Flow fields and spray characteristics were measured with APV(Adaptive Phase Doppler Velocimetry) under atmospheric condition using kerosine fuel. Temperatures were measured by Pt-PtI3%Rh, R-type thermocouple which was 0.2mm thick. It was found that the dual swirler resulted in the biggest recirculation zone with the highest reverse flow velocity at the central region, which lead the most stable combustion. The various combustion characteristics were observed as a function of the combination between the injector and swirler, that gave a tip for the better design of gas turbine combustor.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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