[논문]보조동력장치용 환형 역류형 연소기 (TS2) 성능 시험

고영성; 한영민; 이강엽; 양수석; 이대성

doi:10.3795/ksme-b.2002.26.6.805

보조동력장치용 환형 역류형 연소기 (TS2) 성능 시험
Performance Test of A Reverse-Annular Type Combustor (TS2) for APU 원문보기

大韓機械學會論文集. Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers. B. B, v.26 no.6 = no.201, 2002년, pp.805 - 810

고영성 (한국항공우주연구원) , 한영민 (한국항공우주연구원) , 이강엽 (한국항공우주연구원) , 양수석 (한국항공우주연구원) , 이대성 (한국항공우주연구원)

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Development of a small gas-turbine combustor for 100㎾ class APU(Auxiliary Power Unit) has been performed. This combustor is a reverse-annular type and has a tangential swiller in the liner head to improve the fuel/air mixing and flame stability. Three main and three pilot fuel injectors of the simplex pressure-swirl type are used. The performance target at the design condition includes a turbine inlet temperature of l170k, a combustion efficiency of 99%, a pattern factor of 30%, and an engine durability of 3000 hours. Under developing the combustor, we conducted the performance test of our first prototype(TS1) with some variants. As a result of the test, the performance targets of the combustor are satisfied except that the pattern factor is about 4% higher than the target value. Therefore, the second prototype(TS2) was redesigned and the performance test was conducted with the critical focus on the pattern factor and the exit mean temperature. We adopted TS2 four variants to check the improvement of the pattern factor. As a result, the pattern factors of several variants were satisfied with the performance target. Finally, the TS2A variant was chosen as a final combustor fur our APU model.

주제어

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문제 정의

본 논문에서는 한국항공우주연구원과 삼성 테크윈이 공동 개발하고 있는 100kW급 보조동력장치 개발 과제 중 연소기 개발 과정을 설명하였다. 개발 초기의 단일 와류형 연소기로부터 TS1 형 연소기의 재설계로 제작된 TS2형 연소기까지의 개발 과정을 통하여 최종적으로 개발 목표 성능을 만족시킨 TS2A형 연소기까지의 성능 시험 결과를 제시하였다.
이에 따라 TS1 연소기의 성능 개선을 위해 3차 설계된 TS2형 연소기 개정형에 대한 성능 시험을 수행하여 최종 목표 성능을 만족시켰으며, 본 논문에서는 TS2 성능 시험 결과를 주로 설명하고자 한다.

제안 방법

TS2의 성능시험은 라이너 헤드 형상 변화로 인한 점화 성능의 비교 검토를 위하여 점화 loop 시험과 TS1 에서 만족하지 못한 P.F.의 개선 특성 파악을 위해 연소기 출구 온도 분포의 측정을 위주로 진행되었다. 연소기 출구 온도 분포를 측정하기 위하여 연소기 출구 후류에 설치된 K type 열전대의 형상은 다음 Fig.
개발 초기 단계에서는 단일 와류 형태의 연소기가 설계되었으나 점화 성능을 만족하지 못하여, 2차 설계로 Fig. 1과 같이 연소기 헤드 부가냉각 슬롯 형태로 구성된 선회형(tangential swirl) 연소기(TS1 형으로 명칭)로 재설계/제작하여 성능시험을 수행하였다. 선회형 연소기의 슬롯을 통해 연소기에 유입된 공기는 연소기 헤드 부에 대한 냉각 효과와 더불어 원주 방향의 공기 유동을 형성시켜 적은 수의 연료 노즐로도 균일한 연료와 공기의 혼합을 얻을 수 있는 장점을 가진다.
개발 초기의 단일 와류형 연소기로부터 TS1 형 연소기의 재설계로 제작된 TS2형 연소기까지의 개발 과정을 통하여 최종적으로 개발 목표 성능을 만족시킨 TS2A형 연소기까지의 성능 시험 결과를 제시하였다.
4mm의 간격으로 설치되었으며, 이 회전부를 360도 회전하면서 출구 온도를 측정한다. 본 연구에서 사용된 자세한 시험 방법은 참고문헌 5~7에 언급되어 있으므로본 논문에서는 생략하기로 한다.
본 연구에서 사용된 점화 성능 시험 방법은 참고 문헌 5, 7에 자세히 설명되어 있으므로 본 논문에서는 생략하기로 한다. 연소기 헤드부의 변경에 의한 TS2 연소기의 점화 특성을 확인하기 위하여 점화 loop 시험이 수행되었으며, 이 결과를 TS1 결과와 비교한 것이 Fig.
위 두 가지 라이너 형태에서 Fig. 5와 같이 연로 인젝터 air shroud에 50도의 스월각을 가지는 스월 러를 도입한 총 4가지 형태의 개정형 (TS2AS5와 TS2HS5로 명칭)을 도입하였다. 본연구에서 스월러는 분무 각을 확대하여 연료/공기의 혼합을 양호하게 하기 위하여 도입되었으며,air shroud의 냉각 홀이 Fig.

대상 데이터

있다.1997 년부터 현재까지 한국항공우주연구원과 삼성 테크윈이 공동 개발하고 있는 보조동력장치(APU)는 100kW급 소형 가스터빈으로서, 공간 활용의 극대화를 위하여 환형-역류형 연소기를 채택하였다. APU는 저출력 엔진의 특성상 설계 조건에서의 연료 사용량이 적어서, 기존의 노즐과 선회기를 결합한 형태의 frontal device를 장착하는 것이 어렵다.
6에 나타내었다. 개발된 연소기의 연료로는 디젤유가 사용되었으며, 설계점 운용 조건은 Table 1과 같다.

성능/효과

TS1 형 연소기의 라이너 공기 공의 변경을 통한 각 개정형(variant)에 대하여 실험을 수행한 결과, 가장 양호한 성능을 보인 TS1A 연소기의 성능이 대부분의 설계 목표를 만족하였으나, 연소기/터빈의 수명과 직접적인 관계를 가지는 P.F.(pattern factor)의 경우 목표치를 약 4% 초과하는 값을 나타내었다.
및 평균 온도 등을 정리하여 나타낸 것이다. Table 5에서 볼 수 있는 바와 같이 TS2 개정형 연소기의 P.F.는 모두 설계 목표치인 30%를 만족시키며, 이 중 TS2A 와 TS2AS5의 성능이 가장 우수함을 알 수 있다. 이러한 결과로부터 연소기 헤드 부의 형상 변화에 의한 효과가 가장 크게 나타난 것을 확인할 수 있다.
나타낸 것이다. 각 시험에서 전압력/온도 조건은 설계점 조건과 거의 유사하지만 공기 과잉률은 최대 5.6%의 오차를 보이고 있다. 이러한 오차에 의한 평균적 화염 온도를 계산한 결과, 1140~ 1171K로서 최대 31도까지 차이가 나는 것을 알 수 있다.
의 감소뿐만 아니라 연소 효율의 감소를 의미하므로 바람직한 결과가 못 된다. 이러한 TS2 개정형 시험 결과와 TS1 개정형의 공기공 배열로부터 본 APU 개발 과정에 가장 적합한 공기공 배열은 TS2A 형태인 것으로 결론지을 수 있다.

참고문헌 (10)

Ahn, Kook-Young, Kim, Han-Seok, Antonovksy, V. I., 2001, 'Model and Field Testing of a Heavy-Duty Gas Turbine Compbustor,' KSME International Journal, Vol. 15, No. 9, pp. 1319-1327

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Lefebvre, A. H., 1983, Gas Turbine Combustion, McGraw-Hill
Odger, J. et al., 1980, The Design and Development of Gas Turbine Combustors, Nothern Research and Engineering Corp
NREC Report No.1344-1,1980, The Design And Development of Gas Turbine Combustors : Volume I Component Theory and Practice, NREC
고영성, 한영민, 양수석, 이대성, 김명환, 최성만, 2000, '보조동력장치용 환형 역류형 연소기시험,' 한국항공우주공학회 춘계학술대회, pp. 508-512
고영성, 한영민, 양수석, 이대성, 윤상식, 최성만, 2001, '보조동력장치용 환형 역류형 연소기(TS1) 성능 시험,' 한국항공우주공학회 춘계학술대회, pp. 196-200
고영성, 한영민, 양수석, 이대성, 2000, '보조동력장치용 환형 역류형 연소기 성능 시험(I),' 한국항공우주공학회 제28권 8호, pp. 109-114
이대성, 차봉준, 한영민, 윤민수, 김춘택, 고영성, 2000, '한국항공우주연구소 가스터빈 엔진 요소부품 및 시스템 성능시험기,' 한국항공우주학회지 제28권 1호, pp. 166-176

상세보기
이동훈, 최성만, 한영민, 고영성, 2001, '환형 역류형 APU 연소기 성능특성 연구,' 제22회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집, pp. 67-74

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