Entropy waves(or hot spots) in a gas turbine combustor are generated by irregular heat release from flames, then can be coupled with acoustic waves when they are accelerated at the exit of the combustor. This coupling mechanism between the entropy and the acoustic waves is generally known to be one of the triggers for combustion instability, which is commonly called "indirect" combustion noise. This paper reviews the fundamental theories on generation, propagation, and coupling with acoustic field of entropy waves and recent research results on the indirect combustion noise for gas turbine combustors.
A numerical study is carried out to investigate the transient process of combustion phenomena associated with hypersonic propulsion devices. Reynolds averaged Navier-Stokes equations for reactive flows are used as governing equations with a detailed chemistry mechanism of hydrogen-air mixture and two-equation SST turbulence modeling. The governing equations are discretized by a high order accurate upwind scheme and solved in a fully coupled manner with a fully implicit time accurate method. At first, oscillating shock-induced combustion is analyzed and the comparison with experimental result gives the validity of present computational modeling. Secondly, the model ram accelerator experiment was simulated and the results show the detailed transient combustion mechanisms. Thirdly, the evolution of oblique detonation wave is simulated and the result shows transient and final steady state behavior at off-stability condition. Finally, shock wave/boundary layer interaction in combustible mixture is studied and the criterion of boundary layer flame and oblique detonation wave is identified.
Instability of oblique detonation waves (ODW) at off-attaching condition was investigated through a series of numerical simulations. Two-dimensional wedge of finite length was considered in $H_2/O_2/N_2$ mixtures at superdetonative condition. Numerical simulation was carried out with a compressible fluid dynamics code and a detailed hydrogen-oxygen combustion mechanism. Present result reveals that there is a chemical kinetic limit of the ODW detachment, in addition to the theoretical limit predicted by Rankine-Hugoniot theory with equilibrium chemistry. Result also presents that ODW still attaches at a wedge as an oblique shock-induced flame showing periodically unstable motion, if the Rankine-Hugoniot limit of detachment is satisfied but the chemical kinetic limit is not. Mechanism of the periodic instability is considered as interactions of shock and reaction waves coupled with chemical kinetic effects. From the investigation of characteristic chemical time, condition of the periodic instability is identified as follows; at the detaching condition of the Rankine-Hugoniot theory, (1) flow residence time is smaller than the chemical characteristic time, behind the detached shock wave with heat addition, (2) flow residence time should be greater than the chemical characteristic time, behind an oblique shock wave without heat addition.
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
/
v.8
no.4
/
pp.55-66
/
2004
In this paper a method for finding solutions of acoustic, vortex and entropy wave equations in a cylindrical tube with variable section area was suggested under the consideration of that the high frequency instability in a rocket engine combustion chamber is an acoustic phenomena, which Is coupled with combustion reaction. and that a combustion chamber and exhaust nozzle are usually shaped cylindrically As a consequence of that some method. which enable the mathematical analysis of the influence of entropy and vortex waves to acoustic wave. was suggested. According to the method reflection coefficients of acoustic wave on a supercritical nozzle was numerically calculated, through which it was presented that entropy or vortex waves can strengthen or weaken the reflection rate of acoustic wave.
A numerical study is carried out to examine the ignition and propagation process of detonation wave in SCRam-accelerator operating in superdetonative mode. The time accurate solution of Reynolds averaged Navier-Stokes equations for chemically reacting flow is obtained by using the fully implicit numerical method and the higher order upwind scheme. As a result, it is clarified that the ignition process has its origin to the hot temperature region caused by shock-boundary layer interaction at the shoulder of projectile. After the ignition, the oblique detonation wave is generated and propagates toward the inlet while constructing complex shock-shock interaction and shock-boundary layer interaction. Finally, a standing oblique detonation wave is formed at the conical ramp.
Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
/
v.26
no.9
/
pp.1284-1291
/
2002
Combustion instabilities are an important concern associated with lean premixed combustion. Laboratory-scale dump combustor was used to understand the underlying mechanisms causing combustion instabilities. Experiments were conducted at atmospheric pressure and sound level meter was used to track the pressure fluctuations inside the combustor. Instability maps and phase-resolved OH chemiluminescence images were obtained at several conditions to investigate the mechanism of combustion instability and relations between pressure wave and heat release rate. It showed that combustion instability was susceptible to occur at higher value of equivalence ratio (>0.6) as the mean velocity was decreased. Instabilities exhibited a longitudinal mode with a dominant frequency of ∼341.8 Hz, which corresponded to a quarter wave mode of combustor. Heat release and pressure waves were in-phase when instabilities occurred. Rayleigh index distribution gave a hint about the location where the strong coherence of pressure and heat release existed. These results also give an insight to the control scheme of combustion instabilities. Emission test revealed that NOx emissions were affected by not only equivalence ratio but also combustion instability.
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
/
v.14
no.3
/
pp.1-8
/
2010
Acoustic tuning of quarter-wave resonator is investigated numerically to suppress combustion instability in liquid rocket engines. A model combustion chamber is adopted. First, basic acoustic characteristics are examined and acoustic damping is pursued by quarter-wave resonators. Next, for frequency tuning of the resonators, thermodynamic properties inside the acoustic resonators are estimated based on the numerical data. Maximum damping capacity is obtained when the resonators are designed to have the optimum length calculated with the properties. But, damping capacity induced by the resonators with the same length is comparable with it.
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
/
v.24
no.6
/
pp.53-60
/
2020
In liquid-fuel spray combustion, an experimental study was conducted to observe the effect of ultrasonic excitation on the ultrasonically-atomized liquid fuel flame by controlling pressure field through an ultrasonic standing wave. Flame of the ultrasonically-atomized kerosene aerosol was visualized by using a high speed camera, DSLR, and Schlieren photography. The amount of fuel consumed was obtained by a precise flow-rate measurement technique during combustion, through which the ratio of carrier gas (air) to fuel mass was able to be obtained, too. As a result, it could be found that the combustion reaction-rate of the liquid-fuel aerosol was increased by applying an ultrasonic standing wave to the secondary flame zone of the flame.
Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
/
v.33
no.7
/
pp.552-558
/
2009
An experimental study using the combustor with branch tube was conducted in order to model the industry combustor with FGR (flue gas recirculation) system and to study a thermo-acoustic instability generated by a branch tube. The branch tube is a structure used to modify a system geometry and then to change its pressure field, and the thermo-acoustic instability, usually occurs in a confined geometry, can result in serious problems on industrial combustors. Thus understanding of the instability created by modifying geometry of combustor is necessary to design and operate combustor with FGR system. Pressure fluctuation in the combustion chamber was observed according to diameter and length of branch and it was compared with the solution of 1-D wave equation. It was found that branch tube affects the pressure field in the combustion chamber, and the pressure fluctuation in the combustion chamber was reduced to almost zero when phase difference between an incipient wave in the combustion chamber and a reflected wave in the branch tube is $\pi$ at the branch point. Also, the reduction of pressure fluctuation is irrespective of the installed height of branch tube if it is below $h^*=0.9$ in the close-open tube and open-open tube.
International Journal of Aerospace System Engineering
/
v.2
no.2
/
pp.58-61
/
2015
Combustion instability in solid rocket motors is a long-term open problem since the first rockets were used. Based on the numerous previous studies, it is known that the limit cycle amplitude is one of the key characteristics of the nonlinear combustion instability in solid rocket motors. Flandro's extended energy balance corollary, aims to predict the limit cycle amplitude of complex, nonlinear pressure oscillations for rockets or air-breathing engines, and leads to a precise assessment of nonlinear combustion instability in solid rocket motors. However, based on the comparison with experimental data, it is revealed that the Flandro's method cannot accurately describe such a complex oscillatory pressure. Thus in this work we make modifications of the nonlinear term in the nonlinear wave equations which represents the interaction of different modes. Through this modified method, a numerical simulation of the cylindrical solid rocket has been carried out, and the simulated result consists well with the experimental data. It means that the added coefficient makes the nonlinear wave growth equations describe the experimental data better.
본 웹사이트에 게시된 이메일 주소가 전자우편 수집 프로그램이나
그 밖의 기술적 장치를 이용하여 무단으로 수집되는 것을 거부하며,
이를 위반시 정보통신망법에 의해 형사 처벌됨을 유념하시기 바랍니다.
[게시일 2004년 10월 1일]
이용약관
제 1 장 총칙
제 1 조 (목적)
이 이용약관은 KoreaScience 홈페이지(이하 “당 사이트”)에서 제공하는 인터넷 서비스(이하 '서비스')의 가입조건 및 이용에 관한 제반 사항과 기타 필요한 사항을 구체적으로 규정함을 목적으로 합니다.
제 2 조 (용어의 정의)
① "이용자"라 함은 당 사이트에 접속하여 이 약관에 따라 당 사이트가 제공하는 서비스를 받는 회원 및 비회원을
말합니다.
② "회원"이라 함은 서비스를 이용하기 위하여 당 사이트에 개인정보를 제공하여 아이디(ID)와 비밀번호를 부여
받은 자를 말합니다.
③ "회원 아이디(ID)"라 함은 회원의 식별 및 서비스 이용을 위하여 자신이 선정한 문자 및 숫자의 조합을
말합니다.
④ "비밀번호(패스워드)"라 함은 회원이 자신의 비밀보호를 위하여 선정한 문자 및 숫자의 조합을 말합니다.
제 3 조 (이용약관의 효력 및 변경)
① 이 약관은 당 사이트에 게시하거나 기타의 방법으로 회원에게 공지함으로써 효력이 발생합니다.
② 당 사이트는 이 약관을 개정할 경우에 적용일자 및 개정사유를 명시하여 현행 약관과 함께 당 사이트의
초기화면에 그 적용일자 7일 이전부터 적용일자 전일까지 공지합니다. 다만, 회원에게 불리하게 약관내용을
변경하는 경우에는 최소한 30일 이상의 사전 유예기간을 두고 공지합니다. 이 경우 당 사이트는 개정 전
내용과 개정 후 내용을 명확하게 비교하여 이용자가 알기 쉽도록 표시합니다.
제 4 조(약관 외 준칙)
① 이 약관은 당 사이트가 제공하는 서비스에 관한 이용안내와 함께 적용됩니다.
② 이 약관에 명시되지 아니한 사항은 관계법령의 규정이 적용됩니다.
제 2 장 이용계약의 체결
제 5 조 (이용계약의 성립 등)
① 이용계약은 이용고객이 당 사이트가 정한 약관에 「동의합니다」를 선택하고, 당 사이트가 정한
온라인신청양식을 작성하여 서비스 이용을 신청한 후, 당 사이트가 이를 승낙함으로써 성립합니다.
② 제1항의 승낙은 당 사이트가 제공하는 과학기술정보검색, 맞춤정보, 서지정보 등 다른 서비스의 이용승낙을
포함합니다.
제 6 조 (회원가입)
서비스를 이용하고자 하는 고객은 당 사이트에서 정한 회원가입양식에 개인정보를 기재하여 가입을 하여야 합니다.
제 7 조 (개인정보의 보호 및 사용)
당 사이트는 관계법령이 정하는 바에 따라 회원 등록정보를 포함한 회원의 개인정보를 보호하기 위해 노력합니다. 회원 개인정보의 보호 및 사용에 대해서는 관련법령 및 당 사이트의 개인정보 보호정책이 적용됩니다.
제 8 조 (이용 신청의 승낙과 제한)
① 당 사이트는 제6조의 규정에 의한 이용신청고객에 대하여 서비스 이용을 승낙합니다.
② 당 사이트는 아래사항에 해당하는 경우에 대해서 승낙하지 아니 합니다.
- 이용계약 신청서의 내용을 허위로 기재한 경우
- 기타 규정한 제반사항을 위반하며 신청하는 경우
제 9 조 (회원 ID 부여 및 변경 등)
① 당 사이트는 이용고객에 대하여 약관에 정하는 바에 따라 자신이 선정한 회원 ID를 부여합니다.
② 회원 ID는 원칙적으로 변경이 불가하며 부득이한 사유로 인하여 변경 하고자 하는 경우에는 해당 ID를
해지하고 재가입해야 합니다.
③ 기타 회원 개인정보 관리 및 변경 등에 관한 사항은 서비스별 안내에 정하는 바에 의합니다.
제 3 장 계약 당사자의 의무
제 10 조 (KISTI의 의무)
① 당 사이트는 이용고객이 희망한 서비스 제공 개시일에 특별한 사정이 없는 한 서비스를 이용할 수 있도록
하여야 합니다.
② 당 사이트는 개인정보 보호를 위해 보안시스템을 구축하며 개인정보 보호정책을 공시하고 준수합니다.
③ 당 사이트는 회원으로부터 제기되는 의견이나 불만이 정당하다고 객관적으로 인정될 경우에는 적절한 절차를
거쳐 즉시 처리하여야 합니다. 다만, 즉시 처리가 곤란한 경우는 회원에게 그 사유와 처리일정을 통보하여야
합니다.
제 11 조 (회원의 의무)
① 이용자는 회원가입 신청 또는 회원정보 변경 시 실명으로 모든 사항을 사실에 근거하여 작성하여야 하며,
허위 또는 타인의 정보를 등록할 경우 일체의 권리를 주장할 수 없습니다.
② 당 사이트가 관계법령 및 개인정보 보호정책에 의거하여 그 책임을 지는 경우를 제외하고 회원에게 부여된
ID의 비밀번호 관리소홀, 부정사용에 의하여 발생하는 모든 결과에 대한 책임은 회원에게 있습니다.
③ 회원은 당 사이트 및 제 3자의 지적 재산권을 침해해서는 안 됩니다.
제 4 장 서비스의 이용
제 12 조 (서비스 이용 시간)
① 서비스 이용은 당 사이트의 업무상 또는 기술상 특별한 지장이 없는 한 연중무휴, 1일 24시간 운영을
원칙으로 합니다. 단, 당 사이트는 시스템 정기점검, 증설 및 교체를 위해 당 사이트가 정한 날이나 시간에
서비스를 일시 중단할 수 있으며, 예정되어 있는 작업으로 인한 서비스 일시중단은 당 사이트 홈페이지를
통해 사전에 공지합니다.
② 당 사이트는 서비스를 특정범위로 분할하여 각 범위별로 이용가능시간을 별도로 지정할 수 있습니다. 다만
이 경우 그 내용을 공지합니다.
제 13 조 (홈페이지 저작권)
① NDSL에서 제공하는 모든 저작물의 저작권은 원저작자에게 있으며, KISTI는 복제/배포/전송권을 확보하고
있습니다.
② NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 상업적 및 기타 영리목적으로 복제/배포/전송할 경우 사전에 KISTI의 허락을
받아야 합니다.
③ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 보도, 비평, 교육, 연구 등을 위하여 정당한 범위 안에서 공정한 관행에
합치되게 인용할 수 있습니다.
④ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 무단 복제, 전송, 배포 기타 저작권법에 위반되는 방법으로 이용할 경우
저작권법 제136조에 따라 5년 이하의 징역 또는 5천만 원 이하의 벌금에 처해질 수 있습니다.
제 14 조 (유료서비스)
① 당 사이트 및 협력기관이 정한 유료서비스(원문복사 등)는 별도로 정해진 바에 따르며, 변경사항은 시행 전에
당 사이트 홈페이지를 통하여 회원에게 공지합니다.
② 유료서비스를 이용하려는 회원은 정해진 요금체계에 따라 요금을 납부해야 합니다.
제 5 장 계약 해지 및 이용 제한
제 15 조 (계약 해지)
회원이 이용계약을 해지하고자 하는 때에는 [가입해지] 메뉴를 이용해 직접 해지해야 합니다.
제 16 조 (서비스 이용제한)
① 당 사이트는 회원이 서비스 이용내용에 있어서 본 약관 제 11조 내용을 위반하거나, 다음 각 호에 해당하는
경우 서비스 이용을 제한할 수 있습니다.
- 2년 이상 서비스를 이용한 적이 없는 경우
- 기타 정상적인 서비스 운영에 방해가 될 경우
② 상기 이용제한 규정에 따라 서비스를 이용하는 회원에게 서비스 이용에 대하여 별도 공지 없이 서비스 이용의
일시정지, 이용계약 해지 할 수 있습니다.
제 17 조 (전자우편주소 수집 금지)
회원은 전자우편주소 추출기 등을 이용하여 전자우편주소를 수집 또는 제3자에게 제공할 수 없습니다.
제 6 장 손해배상 및 기타사항
제 18 조 (손해배상)
당 사이트는 무료로 제공되는 서비스와 관련하여 회원에게 어떠한 손해가 발생하더라도 당 사이트가 고의 또는 과실로 인한 손해발생을 제외하고는 이에 대하여 책임을 부담하지 아니합니다.
제 19 조 (관할 법원)
서비스 이용으로 발생한 분쟁에 대해 소송이 제기되는 경우 민사 소송법상의 관할 법원에 제기합니다.
[부 칙]
1. (시행일) 이 약관은 2016년 9월 5일부터 적용되며, 종전 약관은 본 약관으로 대체되며, 개정된 약관의 적용일 이전 가입자도 개정된 약관의 적용을 받습니다.