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An Experimental Study of Flame Structure on the Combustion Instability in a Model Combustor

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Authors
윤지수
Advisor
윤영빈
Major
기계항공공학부
Issue Date
2012-02
Publisher
서울대학교 대학원
Description
학위논문 (석사)-- 서울대학교 대학원 : 기계항공공학부, 2012. 2. 윤영빈.
Abstract
In nowadays the gas turbine which working lean condition is easy to make combustion instability phenomenon. To eliminate the onset of these instabilities and develop effective approaches for control, the mechanisms responsible for their occurrence must be understood. The Flame recirculation zone is very important, as it can modulate fuel flow rate and may be the source of instability and its flame structure has a major impact on heat release and flame stabilization. In this study, we conducted experiments under various operating conditions with a model gas turbine combustor to examine the relation of combustion instability and flame structure by OH chemiluminescence. The swirling CH4/air flame was investigated with overall equivalence ratio of 1.2 and dump plane velocity 25 ~ 70m/s. Phase locking analysis was performed to identify structural changes at each phase of reference dynamic pressure sensor at instability conditions and abel inversion was also conducted at phase averaged image to make 2D image from accumulated 3D image of the flame. At instability condition, frame size varies a lot compared to stable condition which is because of air, fuel mixture flow rate changes due to combustor pressure modulation. From these images, structural analysis was performed based on pressure gradient of combustion section and flame angle changes. Mode phase analysis was also performed at variation of the inlet velocity conditions and laser diagnostics was conducted at each conditions. So we found combustion instability phenomenon occurs at lower velocity conditions and higher velocity conditions and at lower velocity case vortex structure of the flame works major effects on combustion instability. Finally we suggest specified combustion instability mechanism based on structural analysis.
요즘 대부분의 가스터빈의 경우 희박 조건에서 연소되며 이로 인하여 연소불안정 현상이 쉽게 발생 하고 있는 실정이다. 이런 연소 불안정 현상을 효율적으로 제어하기 위해서는 이런 현상의 발생원인에 대한 이해가 필요하다. 화염 재순환 영역은 연소불안정의 원인 중 한가지로 작용할 수 있는 연료 유량을 변화 시킬 수 있는 매우 주요한 원인이며 이런 화염 구조는 열방출률률의 변화 및 화염의 안정화에 직접적으로 영향을 끼치게 된다. 이 연구에서는 모델가스터빈 연소기에서 연소불안정 현상과 화염구조와의 상관관계에 대하여 OH 자발광기법을 기초로 하여 연구를 진행해 보았다. 스월타입의 연소기에서 실험이 진행되었으며 CH4/공기 화염을 당량비 1.2 조건, 유입구 속도를 25~70m/s까지 바꾸어 가면서 화염구조에 대한 연구를 진행해 보았다. 연소불안정 조건 하에서 압력 센서의 신호를 기준으로 위상 평균된 이미지를 획득하였으며 아벨변환을 수행하여 3D정보가 누적된 자발광 이미지에서 2D 정보를 재구성 하였다. 연소불안정 조건에서 화염은 구조적으로 안정 조건에 비하여 매우 극심하게 변화하며 이는 연소불안정 조건에 의하여 야기된 연소실 압력섭동이 영향을 미치는 것이다. 따라서 획득된 위상평균 이미지를 이용하여 하여 연소실 내부 압력구배를 바탕으로 한 화염구조 및 화염 각도에 대하여 위상변화를 바탕으로 분석을 진행하였다. 모드 페이즈 분석 또한 유입구 속도조건 변화에 따라 수행하였고 각 조건에 대하여 레이저 진단 기법을 응용하여 보았다. 이런 과정을 통하여 연소불안정 현상이 낮은 속도 조건 및 높은 속도조건에서 발생하는 것을 확인 할 수 있었고 특히 낮은 속도조건의 경우 높은 속도조건의 일반적인 연소불안정 현상과는 다른 와동 구조가 연소불안정 현상의 발현 및 유지에 영향을 끼치는 것을 확인 할 수 있었다. 마지막으로 이런 분석 들을 바탕으로 구체화된 연소불안정 메커니즘에 대하여 제안하여 보았다.
Language
kor
URI
http://hdl.handle.net/10371/154718

http://dcollection.snu.ac.kr/jsp/common/DcLoOrgPer.jsp?sItemId=000000001279
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College of Engineering/Engineering Practice School (공과대학/대학원)Dept. of Mechanical Aerospace Engineering (기계항공공학부)Theses (Master's Degree_기계항공공학부)
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