[학위논문]25 kN급 항공용 가스터빈 연소기에서 공기분배비에 따른 배출물저감 성능에 관한 실험적 연구 An Experimental Study on the Emission Reduction Performance of 25 kN Class Gas Turbine Combustor with Various Air Distribution Ratio원문보기
항공용 가스터빈은 고도의 정밀도를 요구하는 수많은 부품으로 구성되어 있으며, 저고도와 고고도 뿐만 아니라 저출력과 고출력의 다양한 작동환경에서의 안정성과 사용자에게 있어서는 높은 내구성을 필요로 하고 있다. 최근 항공용 엔진은 배출물 저감 규제가 강화됨에 따라 설계방향은 배출물 저감 기술에 중점을 두고 있다. 항공기 엔진은 순항고도에 최적화 되어있으며, 저고도(3,000 ft 이하)에서의 배출물이 전체 배출물량의 90% 이상을 차지한다. 이에 본 연구에서는 기존 상용 RQL 타입의 연소기에 적용되는 압력식 ...
항공용 가스터빈은 고도의 정밀도를 요구하는 수많은 부품으로 구성되어 있으며, 저고도와 고고도 뿐만 아니라 저출력과 고출력의 다양한 작동환경에서의 안정성과 사용자에게 있어서는 높은 내구성을 필요로 하고 있다. 최근 항공용 엔진은 배출물 저감 규제가 강화됨에 따라 설계방향은 배출물 저감 기술에 중점을 두고 있다. 항공기 엔진은 순항고도에 최적화 되어있으며, 저고도(3,000 ft 이하)에서의 배출물이 전체 배출물량의 90% 이상을 차지한다. 이에 본 연구에서는 기존 상용 RQL 타입의 연소기에 적용되는 압력식 미립화노즐과 친환경(TAPS) 연소기에서 적용되는 공기충돌미립화(air-blast) 노즐을 대상으로 공기분배비 변경에 따른 배출물 변화 추이를 연구하였다. 실험 조건에 따른 연소 성능을 분석하기 위하여 화염 형상을 관찰하고 배가스의 농도 분포 및 출구 온도 분포를 측정하였다. 주연소 공기 비율이 증가할수록 NOx 저감 성능이 향상되는 반면에 CO 및 UHC이 증가하는 경향을 보였다. 결과적으로 주연소 공기 비율의 변화에 따른 배출물 변화가 공연비 변동뿐만 아니라 연료의 미립화 성능에도 영향 미치는 것으로 나타났다. 아울러 가시화 연소기 설계를 위하여 내부 유동장을 분석하고 관측창 주변의 유동을 제어하기 위한 추가 유로를 설계하여 향후 다양한 레이저 광학 계측 적용이 가능하도록 하였다.
항공용 가스터빈은 고도의 정밀도를 요구하는 수많은 부품으로 구성되어 있으며, 저고도와 고고도 뿐만 아니라 저출력과 고출력의 다양한 작동환경에서의 안정성과 사용자에게 있어서는 높은 내구성을 필요로 하고 있다. 최근 항공용 엔진은 배출물 저감 규제가 강화됨에 따라 설계방향은 배출물 저감 기술에 중점을 두고 있다. 항공기 엔진은 순항고도에 최적화 되어있으며, 저고도(3,000 ft 이하)에서의 배출물이 전체 배출물량의 90% 이상을 차지한다. 이에 본 연구에서는 기존 상용 RQL 타입의 연소기에 적용되는 압력식 미립화 노즐과 친환경(TAPS) 연소기에서 적용되는 공기충돌미립화(air-blast) 노즐을 대상으로 공기분배비 변경에 따른 배출물 변화 추이를 연구하였다. 실험 조건에 따른 연소 성능을 분석하기 위하여 화염 형상을 관찰하고 배가스의 농도 분포 및 출구 온도 분포를 측정하였다. 주연소 공기 비율이 증가할수록 NOx 저감 성능이 향상되는 반면에 CO 및 UHC이 증가하는 경향을 보였다. 결과적으로 주연소 공기 비율의 변화에 따른 배출물 변화가 공연비 변동뿐만 아니라 연료의 미립화 성능에도 영향 미치는 것으로 나타났다. 아울러 가시화 연소기 설계를 위하여 내부 유동장을 분석하고 관측창 주변의 유동을 제어하기 위한 추가 유로를 설계하여 향후 다양한 레이저 광학 계측 적용이 가능하도록 하였다.
Gas Turbine for Aviation are composed of many pars that requiring high precision. They are required not only for low and high altitude but also for stability in various operating environments with low output and high output, and high durability to users. Recently, as the regulations for emission...
Gas Turbine for Aviation are composed of many pars that requiring high precision. They are required not only for low and high altitude but also for stability in various operating environments with low output and high output, and high durability to users. Recently, as the regulations for emission reduction are strengthened for aviation engines, the design direction is focused on the emission reduction technology. Aircraft engines are optimized for cruise altitude, resulting in low-altitude emissions accounting for more than 90% of total emissions. In this study, we investigated the trend of the emission reduction performance by changing the air distribution ratio for pressure type nozzle applied to the conventional RQL type combustor and air blasting type nozzle applied to TAPS combustor. In order to analyze the combustion performance according to experimental conditions, the flame shape was observed and the concentration emission distribution and exit temperature gradient were measured. As the main air ratio increased, the NOx reduction performance was improved, while CO and UHC emission tended to increase. In conclusion, it was shown that changing the main air distribution ratio at combustor influenced not only the emission but also the atomization performance of the fuel. In addition, for the design of visualization combustor, additional flow path was designed to analyze the internal flow field and to control the flow around the observation window to enable laser optical measurement applications in the future.
Gas Turbine for Aviation are composed of many pars that requiring high precision. They are required not only for low and high altitude but also for stability in various operating environments with low output and high output, and high durability to users. Recently, as the regulations for emission reduction are strengthened for aviation engines, the design direction is focused on the emission reduction technology. Aircraft engines are optimized for cruise altitude, resulting in low-altitude emissions accounting for more than 90% of total emissions. In this study, we investigated the trend of the emission reduction performance by changing the air distribution ratio for pressure type nozzle applied to the conventional RQL type combustor and air blasting type nozzle applied to TAPS combustor. In order to analyze the combustion performance according to experimental conditions, the flame shape was observed and the concentration emission distribution and exit temperature gradient were measured. As the main air ratio increased, the NOx reduction performance was improved, while CO and UHC emission tended to increase. In conclusion, it was shown that changing the main air distribution ratio at combustor influenced not only the emission but also the atomization performance of the fuel. In addition, for the design of visualization combustor, additional flow path was designed to analyze the internal flow field and to control the flow around the observation window to enable laser optical measurement applications in the future.
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