초록 ▼

IV. 연구개발 결과
아래와 같이 본 연구를 통하여 2019년도 연구개발 목표를 완수하였다.
현재 운용중인 저압 연소기 성능시험 설비의 입구압을 증가시키기 위해서 기존의 3단 압축기 케이스에 1단의 임펠러를 추가하여 4단 압축기로 구성하여 출구압력을 5.5bar에서 10.0bar로 증가시켰다. 또한 개량된 압축기에 대한 운용 안정성 및 운전영역의 파악을 위하여 시운전을 비롯한 특성시험을 수행하였다. 시험 결과, 예상된 운전영역에서 모두 안전하게 운전됨을 확인하였으며, 압축기 토출유량 또한 일정한 값을 유지하였다.
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IV. 연구개발 결과
아래와 같이 본 연구를 통하여 2019년도 연구개발 목표를 완수하였다.
현재 운용중인 저압 연소기 성능시험 설비의 입구압을 증가시키기 위해서 기존의 3단 압축기 케이스에 1단의 임펠러를 추가하여 4단 압축기로 구성하여 출구압력을 5.5bar에서 10.0bar로 증가시켰다. 또한 개량된 압축기에 대한 운용 안정성 및 운전영역의 파악을 위하여 시운전을 비롯한 특성시험을 수행하였다. 시험 결과, 예상된 운전영역에서 모두 안전하게 운전됨을 확인하였으며, 압축기 토출유량 또한 일정한 값을 유지하였다.
연속기 설계/해석의 신뢰성 제고를 위한 연소기 시험은 모두 3종 수행되었다. 산업용 저공해 연소기는 최대 설계점인 입구 압력 11.0 bar까지 시험하여 성능파라메터들을 도출하였다. 스크램 제트 연소기의 경우, 설계점까지의 입구 압력 조건을 만족시킴으로써 자체 화염유지가 가능함을 확인하였다. 항공용 저공해 연소기는 현재 국내 업체가 개발중인 가스터빈 연소기로서 본 과제 종료 말기에 성능시험이 수행되기 시작하여 현재 목표한 시험내용을 약 80% 수행하고 있다. 여기서 도출된 시험 결과들은 개발 중인 연소기 설계의 중요한 피드백 인자로 사용됨으로써 궁극적으로 성능이 우수한 고효율 연소기 개발에 핵심적인 요소로 사용될 것이다.


(출처 : 요약문 4p)

Abstract ▼

IV. Results of the research
The final goal of this study is to establish a medium pressure test DB to improve the reliability of the design/interpretation of gas turbine combustors. Detailed research objectives and scope are as follows.

The objectives were achieved through this study as fo

IV. Results of the research
The final goal of this study is to establish a medium pressure test DB to improve the reliability of the design/interpretation of gas turbine combustors. Detailed research objectives and scope are as follows.

The objectives were achieved through this study as follows:

To increase the suction pressure of the current low-pressure combustion performance test facility, a first-stage impeller was added to the existing three-stage compressor case to form a four-stage compressor, increasing the discharge pressure from 5.5 bar to 10.0 bar. In addition, characteristic tests, including test operations, have been performed to identify the operational stability and operating area of the improved compressor. As a result of the test, it was confirmed that all the expected operating areas were safely operated and that the discharge flow rate of the compressor was kept constant.

Three types of combustor tests have been performed to improve design/analysis reliability. Industrial low-emission combustors were tested up to the maximum design point, inlet pressure of 11.0 bar, to generate performance parameters. In the case of scramjet combustors, it has been confirmed that self-fire maintenance is possible by satisfying the inlet pressure conditions up to the design point. The low-emission combustor for aviation currently being developed by a domestic company, and performance tests began at the end of the work and is currently carrying out about 80% of the target tests. The results of the tests produced here are used as an important feedback parameters for the design of the combustor under development, and ultimately as a key component of the development of the high-efficiency combustor.


(출처 : SUMMARY 7p)

목차 Contents

• 표지 ... 1
• 제 출 문 ... 2
• 요 약 문 ... 3
• SUMMARY ... 6
• CONTENTS ... 9
• 목차 ... 10
• 표목차 ... 11
• 그림목차 ... 12
• 제 1 장 서론 ... 13
• 제 1 절 기술개발의 필요성 ... 13
• 제 2 절 기술개발의 목표 및 범위 ... 15
• 제 2 장 국내외 기술개발 현황 ... 16
• 제 1 절 국내 기술개발 현황 ... 16
• 제 2 절 해외 기술개발 현황 ... 18
• 제 3 장 연구개발 수행 내용 및 결과 ... 19
• 제 1 절 연소기 중압 성능시험 설비 구축 ... 19
• 제 2 절 연소기 중압 시험수행 및 DB 확보 ... 38
• 제 3 절 고압 연소기 성능시험 설비 구축 방안 ... 44
• 제 4 장 연구개발목표 달성도 및 대외 기여도 ... 46
• 제 5 장 연구개발결과의 활용계획 ... 47
• 제 6 장 참고 문헌 ... 48
• 끝페이지 ... 49