• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.256-259
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• 2008

Ejector system is a device to transport a low-pressure secondary flow by using a high-pressure primary flow. Ejector system is, in general, composed of a primary nozzle, a mixing section, a casing part for suction of secondary flow and a diffuser. It can induce the secondary flow or affect the secondary chamber pressure by both shear stress and pressure drop which are generated in the primary jet boundary. Ejector system is simple in construction and has no moving parts, so it can not only compress and transport a massive capacity of fluid without trouble, but also has little need for maintenance. Ejectors are widely used in a range of applications such as a turbine-based combined-cycle propulsion system and a high altitude test facility for rocket engine, pressure recovery system, desalination plant and ejector ramjet etc. The primary interest of this study is to set up an applicable model and operating conditions for an ejector in the condition of sonic and subsonic, which can be extended to the hydrogen fuel cell vehicle. Experimental and theoretical investigation on the sonic and subsonic ejectors with a converging-diverging diffuser was carried out. Optimization technique and numerical simulation was adopted for an optimal geometry design and satisfying the required performance at design point of ejector for hydrogen recirculation. Also, some ejectors with a various of nozzle throat and mixing chamber diameter were manufactured precisely and tested for the comparison with the calculation results.

• 한국추진공학회지
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• 제24권1호
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• pp.47-57
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• 2020

1단 베인 엔드월에서 막냉각 성능을 증가시키기 위해서 본 연구를 진행하였다. 1단 베인에서의 유동 및 막냉각 특성을 분석하기 위해 수치해석을 진행하였고, 유동특성을 고려하여 서로다른 6가지의 막냉각 홀 배열을 설계하였다. 그 결과, 기본형상의 경우 냉각유체가 흡입면으로 편향되면서 압력면과 노즐 목에서 낮은 냉각 효율을 나타냈다. 반면 일부 홀들을 압력면을 따라 설치한 경우, 횡방향 유동이 냉각유체에 미치는 영향이 감소하여 압력면과 노즐 목에서 막냉각 효율이 증가하였다. 이에 기존 막냉각 홀 배열보다 막냉각 효율이 16% 증가하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제14권1호
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• pp.63-68
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• 2013

최근 안정적 전력수급을 위하여 화력발전에 대한 중요성이 더해 가고 있다. 화력발전설비 중 과열증기저감기는 보일러에서 생산된 과열증기가 발전터빈을 손상하지 않도록 적당한 과열도를 유지시키는 역할을 한다. 본 연구에서는 460mm 배관에 $530^{\circ}C$, 1.36 MPa의 증기가 흐를 때, 국내에서 개발된 가변오리피스노즐로 $150^{\circ}C$, 36.7 kg/s, 4.28 MPa의 냉각수를 분사하는 조건에서 성능해석을 수행하였다. 연구 결과, 증기관내 냉각수 온도가 $446^{\circ}C$로 유지되고 분무된 액적 크기가 $50{\mu}m$ 이하임을 확인하였다.

• 한국가스학회지
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• 제24권4호
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• pp.25-31
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• 2020

산업용 혹은 발전용 가스터빈에 사용되는 이중 콘형 예혼합 연소기의 연소 특성을 이해하기 위하여 실험적 연구를 수행하였다. 노즐의 여러 연료 분사 방식에 대하여 NOx와 CO의 배출 특성, 화염 안정성 및 연소실 온도 분포에 대한 연소특성을 비교하였다. 주 연구 결과로는 연료홀 개수가 동일하고 연료 홀 직경이 감소하는 경우와 연료 홀면적이 동일하고 연료 홀 수가 감소되는 경우 연료의 연소용 공기층 침투가 커지기 때문에 NOx의 배출은 감소하지만 화염 안정성은 감소하게 된다. 그리고 동일 연료 홀 면적을 이용하는 분사방식에 있어서 연료 홀을 교차 변경하는 경우 연료의 평균 침투거리 증가로 NOx의 배출이 감소되며 연료 침투거리가 적은 연료가 화염을 안정화시키는 역할을 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권6호
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• pp.62-73
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• 2022

본 연구에서는 환형연소기 형태를 가지는 가스터빈 연소기에서 연소불안정성을 제어하는 방법을 제시하고자 하였으며, 노즐 배치와 이에 따른 당량비 변화를 통한 유동적인 대칭성파괴(Flow symmetry breaking) 효과를 비교하였다. 이를 위하여 FFT, Time signal 및 위상궤적의 모드 분석을 통하여 대칭성파괴 효과를 확인하였다. 또한, 모드분석으로 불안정한 영역과 안정된 영역을 확인하였고 이를 등고선 지도에 나타내었다. 본 연구를 통해 노즐의 당량비와 배치가 대칭이거나 노즐이 연속적으로 배치되면 불안정성이 발생하였으나, 노즐의 배치 및 당량비가 대칭성을 가지질 않는다면 당량비의 차이가 작더라도 연소불안정성이 극적으로 감소하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권5호
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• pp.51-59
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• 2008

한국서부발전(주) 산하 서인천 복합 화력발전소에서 운용중인 GE 7FA+e 가스터빈 DLN-2.6 연소기는 기동초기 연소진동과 yellow plume 현상이 발생하고 있는데 이러한 특성을 분석하고 모형 덤프 연소기 설계에 반영하기 위한 상사인자 고찰이 본 연구의 목적이다. 실연소기 분석을 통하여 $120{\sim}140Hz$에서 일어나는 연소진동은 cold flow에서 덤프 모드로 발생되었으며 이것의 모사를 위해 노즐 출구 이전의 빈 공간인 plenum을 설계하였다. 또한 주요 상사인자로 노즐의 회전수, 연료-공기 혼합거리, 노즐과 덤프면의 면적비, 노즐출구에서의 속도와 당량비, 연료 조성성분 등이 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권5호
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• pp.100-109
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• 2003

$SIMULINK^R$를 이용하여 Pt6A-62 터보프롭엔진의 성능모사모델이 정상상태 및 천이성능 예측을 위해 제안되었다. $SIMULINK^R$모델은 GUI 방식으로 사용자 편의와 컴퓨터프로그램의 수정이 용이하다는 장점을 가지고 있다. $SIMULINK^R$모델은 유동경로에 따른 구성품들 즉, 대기조건, 압축기, 연소기, 압축기 터빈, 동력터빈, 배기노즐, 적분기 서브시스템들로 구성하였다. 이러한 서브시스템외에 보다 정확한 기체상수값을 계산하기위한 Gasprop 서브시스템블록, 2-D look-up 테이블로부터 스케일링에 의해 적합한 작동 점을 탐색하기 위한 탐색 서브시스템블록이 있다. 정상상태 해석 타당성 확인 경우, 제안된 $SIMULINK^R$에 의한 해석결과는 사용프로그램인 GASTURB와 해석결과에 잘 일치하였다. 또한 천이모델의 타당성 확인 경우에 있어서는, 제안된모델에의한 동적성능모사 결과가 기 성능이 입증된 FORTRAN프로그램을 이용한 해석결과와 합리적으로 일치함이 확인되었다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권6호
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• pp.537-551
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• 2020

Investigation of leading edge impingement cooling for first stage rotor blades in an aero-engine turbine, its effect on rotor temperature and trailing edge wake loss have been undertaken in this study. The rotor is modeled with the nozzle for attaining a more accurate simulation. The rotor blade is hollowed in order for the coolant to move inside. Also, plenum with the 15 jet nozzles are placed in it. The plenum is fed by compressed fresh air at the rotor hub. Engine operational and real condition is exerted as boundary condition. Rotor is inspected in two states: in existence of cooling technique and non-cooling state. Three-dimensional compressible and steady solutions of RANS equations with SST K-ω turbulent model has been performed for this numerical simulation. The results show that leading edge is one of the most critical regions because of stagnation formation in those areas. Another high temperature region is rotor blade tip for existence of tip leakage in this area and jet impingement cooling can effectively cover these regions. The rotation impact of the jet velocity from hub to tip caused a tendency in coolant streamlines to move toward the rotor blade tip. In addition, by discharging used coolant air from the trailing edge and ejecting it to the turbines main flow by means of the slot in trailing edge, which could reduce the trailing edge wake loss and a total decrease in the blade cooling loss penalty.

• 에너지공학
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• 제20권4호
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• pp.338-345
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• 2011

희박예혼합 가스터빈 연소기에 적용되는 스월 유동은 연소효율증가와 배기가스저감을 목적으로 적용된 것로 연소기 내 유동장의 전단층생성에 의한 재순환영역이 생성되게 한다. 이러한 재순환영역은 연소가스 재순환에 의한 화염온도와 화염길이를 낮추는 효과를 가지고 있다. 또한 희박연소에서 연소불안정성 억제효과도 있다. 본 연구에서는 모형가스터빈연소기에서 스월러를 이용하여 스월유동을 유도하고, 연소기 노즐에서 평균속도가 일정 할 때의 스월수 증가에 따른 유동장의 속도분포 특성을 분석하였으며 이때 PIV 계측 실험과 난류통계기법을 이용하여 난류인자들을 도출하였다. 스월수의 증가는 연소기 내부 유동장의 형태가 바뀌게 되고, 재순환영역의 위치가 연소기 노즐방향으로 이동하게 되어 화염길이를 줄여 주며, 난류강도와 난류길이 스케일이 감소하게 되어 에디의 크기가 작아짐을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권5호
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• pp.70-79
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• 2013

마이크로 가스터빈용 하이브리드/이중 선회제트 연소기의 비반응 유동 및 혼합특성에 관한 수치해석 연구가 수행되었다. 고정된 열부하에서 pilot 버너의 위치, 선회 각 및 방향이 주요 변수로 검토되었다. 결과로서, pilot 버너의 위치, 선회 각 및 방향의 변화는 버너 출구 근처의 난류 유동장, 특히 중앙 재순환영역 및 난류강도의 큰 변화를 초래하며, 화염안정성 및 배기성능의 큰 변화를 동반하게 된다. 실험결과와의 비교를 통해, 하이브리드/이중 선회제트 연소기의 개발을 위하여 화염안정성 및 배기의 측면에서 pilot 버너의 최적 위치, 선회각$45^{\circ}$ 그리고 정방향 선회유동 조건들이 선택되었다.