Numerical Investigation of Combustion Characteristics aimed at Identifying the Cause of Combustion Instability

Abstract

Numerical investigations are conducted on complex combustion systems to study combustion instabilities in the combustor. Three types of combustors, consisting of partially premixed gas turbine combustor, two premixed gas turbine combustors connected with cross-talk area, and the dual-mode scramjet combustor are numerically studied. Large-eddy simulations (LES) are performed for the high-fidelity simulation of the turbulent flames in the gas turbine combustors, and reduced-order simulations are performed for the dual-mode scramjet combustor. From the simulations, the characteristics and causes of instabilities in the combustors are intensely studied. In the partially premixed combustor, the effects of hydrogen composition are investigated as a cause of combustion instability. To simulate hydrogen-enriched swirling flames in the gas turbine combustor, the LES turbulence model, finite-rate chemistry model, and turbulence-chemistry interaction model are implemented in the solver. Three different hydrogen compositions are employed, and the changes in flame structure and combustion instability are investigated. A comparison with the experimental data is conducted to validate the numerical results and good agreements are shown. The simulation results indicate that the flame structure is readily altered when changing the hydrogen composition. Due to the fast burning velocity and diffusivity of hydrogen, the flame structure becomes thicker and shorter with the increase of hydrogen. In certain hydrogen compositions, rigorous combustion instability is triggered and flame becomes highly unstable. In this unstable case, flame-vortex interaction appears as an unburnt mixture is periodically supplied into the near-wall recirculation zone, which results in heat release fluctuation in the combustor. It is also confirmed that the combustion instability dissipates when the hydrogen content or flow rate is changed, and flame-vortex interaction does not appear. Therefore, the change of swirl flame structure and its interaction with recirculation zones causes intense heat release fluctuation, becoming the main factor in triggering combustion instability. Further study is performed considering the fully premixed flame to investigate the role of premixedness and equivalence ratio on combustion instability. The simulation results demonstrate that the widely distributed premixed flame structures are shown, caused by the fuel injection direction. The mixing condition influenced triggering combustion instabilities in the combustor by inducing equivalence ratio fluctuation. The fluctuation of the equivalence ratio measured at the swirler shows similar spectra to the combustion instabilities in the combustor. Unstable mixing causes the formation of oscillating flame and heat release fluctuation. The equivalence ratio is fixed constant in the premixed combustion, and therefore, heat release fluctuation is suppressed, and combustion instability is not triggered inside the premixed combustor. Overall, two factors of hydrogen composition and mixing conditions are confirmed to cause heat release fluctuation, contributing to the thermoacoustic feedback mechanism in the combustor. Simulations of flame transfer function excluding combustor acoustics are subsequently performed to clarify the role of fuel supply system-driven instability on the partially premixed combustor. Acoustically forced flame is considered, and forcing frequencies from 50 Hz to 400 Hz are implemented as a combustor inlet boundary condition. At a certain forcing frequency, a strong response of flame and flow is observed. Specifically, rotating vortices are generated at the swirler inlet and those appeared periodically due to the fuel feed line turbulence. The vortices block the flow supply entering the swirler, resulting in periodic fuel injection through the combustor. The oscillation frequency of vortices coincides with the maximum gain of the flame transfer function, implying the influence of internal instabilities in the fuel supply system caused the strong flow and flame response in the combustor. The simulation results of transfer function profiles are validated with the experimental data and good agreements are confirmed. Subsequently, the simulations are performed for the large-scale combustion system consisting of two premixed gas turbine combustors and a cross-talk area to investigate the interaction of two combustors and its effect on combustion instability. Both symmetric and asymmetric boundary conditions for each gas turbine are considered for explaining their effects on flame perturbation and instability mode during the operation. In the symmetric inlet condition of two combustors, a longitudinal mode combustion instability develops inside the combustors. A push-push mode occurred in the combustion system, which indicates that the instability phases in the two combustors are identical. In the asymmetric case, an inlet velocity pulsation with an opposite phase of combustion instability is applied, which results in the suppression of instability and the attenuation of acoustic energy transferred to the whole system through the cross-talk. The obtained results indicate the interaction between combustors and inlet symmetry affect the development and attenuation of combustion instabilities of a complex gas turbine system. For the design and investigation of the dual-mode scramjet combustor, a novel one-dimensional combustion solver is developed. The developed solver is based on one-dimensional governing equations and includes models for combustion, mixing, and internal instabilities including ram-to-scram transition and thermal choking. The flight conditions are set as inputs of the solver and information on flow variables, thrust, and thermal choking are calculated as output. The simulation results show the change of thrust and combustion mode due to the equivalence ratio and flight condition. Validation of the solver is done by comparing 0-dimensional combustion results with reference, and further validation is planned with existing experimental data.

본 연구에서는 연소기 내부에서 발생하는 불안정성의 원인을 규명하기 위하여 다양한 연소시스템에 대한 수치해석적 연구를 수행하였다. 부분예혼합 가스터빈 연소기, 다중 예혼합 가스터빈 연소기, 이중모드 스크램제트 연소기를 포함한 세 가지 종류의 연소기가 해석을 위해 고려되었다. 가스터빈 연소기 내에서 발생하는 난류 화염을 모사하기 위하여 대와류모사(LES) 기법을 활용한 해석이 수행되었으며, 이중모드 스크램제트 연소기의 해석을 위하여 근사적인 해석 기법이 개발되었다. 부분예혼합 연소기에서 발생한 불안정의 원인으로서 연료 내 수소 함량의 영향이 집중적으로 연구되었다. 가스터빈 내 수소가 포함된 선회 화염의 해석을 위하여 LES 난류 모델 및 유한화학반응 모델, 난류-연소 연계 모델이 솔버 내에 적용되었다. 세 종류의 수소 조성이 고려되었으며, 이에 따른 화염구조 및 연소불안정의 변화가 조사되었다. 해석 결과의 검증을 위하여 과거 실험 결과와의 대조를 통한 검증이 수행되었으며, 높은 일치도가 확인되었다. 해석 결과로부터 수소 조성의 변화에 따른 화염 구조의 급격한 변화가 확인되었다. 구체적으로, 수소 함량의 증가에 따라, 수소의 빠른 연소 속도로 짧은 선회 화염이 연소기 내에 나타났다. 또한, 특정 수소 조정에서는 강력한 연소불안정이 발생하였으며 이에 따른 불안정한 화염이 확인되었다. 이와 같은 경우, 벽면 주변의 재순환 영역으로 부분예혼합 유동의 주기적인 공급이 일어났으며, 이에 따른 화염-와류 연계현상이 확인되었다. 반면, 수소 조성이 변화하거나 연료 유량이 감소하였을 경우 화염 구조가 변화하였으며, 이에 따라 화염-와류 연계현상이 일어나지 않았고 연소불안정이 감쇠되었음이 확인되었다. 이와 같은 결과로부터, 선회 화염구조의 변화 및 재순환 영역과의 연계가 연소불안정 발생에 있어 주요한 요인이 되었음을 확인할 수 있다. 동일 연소기에 대한 추가적인 해석이 완전 예혼합 조건에서 수행되었으며 예혼합도 및 당량비 섭동의 영향이 조사되었다. 해석 결과에 따르면, 예혼합 조건으로 변경 시 수소 조성이 화염 구조에 상대적으로 적은 영향을 가하는 것이 확인되었다. 또한, 달라진 화염 구조 및 분사 조건이 연소불안정 특성을 변화시켰음이 확인되었다. 부분예혼합 연소기 내 연료-공기 혼합 구간에서는 당량비의 섭동이 확인되었으며 해당 섭동 주파수 분포는 연소불안정과 동일하게 나타났다. 이와 같은 당량비의 섭동 현상은 연소불안정 발생의 주요 원인이 되는 화염 구조의 섭동을 야기한다. 당량비의 섭동 현상은 예혼합 연소 조건에서는 발생할 수 없으며, 이에 따라 예혼합 연소기 내부에서는 연소불안정이 확인되지 않았다. 이로부터 수소 조성 및 혼합 조건의 두 요인이 연소불안정 발생 원인이 되었으며, 가스터빈 작동에 있어 고려되어야 함을 확인할 수 있었다. 이어서 수행된 연소기 내 화염응답함수(FTF) 및 비연소 전달함수 (CTF)의 해석은 연소공급계 내부에서 나타나는 불안정이 부분예혼합 선회화염 응답 특성의 원인이 되었음을 규명하였다. FTF 해석을 위해 외부 가진을 준 경계 조건이 연소기 입구에 고려되었으며, 50 Hz 부터 400 Hz 까지의 가진 주파수가 설정되었다. 해석 결과로부터, 특정 가진 주파수에서 FTF 및 CTF 함수의 강한 응답이 나타났음이 확인되었다. 구체적으로, 스월러 형상으로 인하여 스월러 입구 주변에 와류가 발생하였고, 이 와류는 공급 라인의 난류로 인하여 생성과 소산을 반복하였음이 확인되었다. 생성된 와류들은 스월러로의 유동 공급을 방해하였으며 이로 인해 연소기로의 유동 공급 섭동이 나타났다. 와류의 섭동 주파수는 강한 화염응답이 나타난 주파수와 일치하였으며, 이로부터 연료공급계 내부 불안정이 화염응답의 주요 원인이 되었음을 알 수 있다. 이와 같은 FTF 및 CTF 해석 결과는 실험 결과와 검증되었고 높은 신뢰성이 확인되었다. 이어서, 두개의 예혼합 연소기 및 크로스톡 영역으로 이루어진 대형 가스터빈 연소시스템에 대한 연소불안정 해석이 수행되었으며, 이로부터 연소불안정에 대한 연소기 간의 연계 현상이 조사되었다. 두 연소기의 입력조건이 대칭인 조건 및 비대칭인 조건에서 해석이 수행되었고 이와 같은 대칭 현상이 화염 섭동 및 연소불안정 모드에 주는 영향을 확인하고자 하였다. 대칭 입구 조건에서는 연소기 축방향에서 나타난 연소불안정이 화염 섭동을 야기하였으며, 연소시스템 내에는 두 연소기의 불안정 위상이 서로 동일한 push-push 모드가 나타났다. 비대칭 해석 조건에서는 연소불안정과 반대되는 위상의 섭동이 하나의 연소기에 추가적으로 입력되었고, 이로부터 크로스톡 영역을 통한 전체 연소시스템에서의 연소불안정 억제가 확인되었다. 추가적으로, 이중모드 스크램제트 연소기의 설계 및 내부 불안정 분석을 위하여 일차원 연소해석 솔버가 개발되었다. 개발된 솔버는 일차원 지배방정식을 바탕으로 하여 구축되었고 연소, 혼합, 램제트-스크램제트 모드 천이에 대한 근사적인 모델을 포함하였다. 솔버의 입력조건으로서 비행임무조건이 설정되었고, 계산을 통하여 유동 분포, 추력, 열질식 위치에 대한 정보들이 해석되었다. 해석으로부터 입력 당량비 및 비행임무조건에 따른 모드 천이 현상과 추력의 변화가 확인되었다. 초기온도에 따른 점화지연시간 해석을 통하여 솔버의 검증을 수행하였으며, 실험 결과와의 검증이 향후 계획되고 있다.