An Experimental Study on Combustion Instability Characteristics of Various Fuel-Air Mixing Section Geometry in a Model Dump Shape Combustor

(1)

硏究論文 DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2012.16.4.057

모형 덤프 연소기에서 혼합기 유입구 길이 변화에 따른 연소불안정 특성에 대한 실험적 연구

김민기* ․ 윤지수* ․ 황정재* ․ 윤영빈**^†

An Experimental Study on Combustion Instability Characteristics of Various Fuel-Air Mixing Section

Geometry in a Model Dump Shape Combustor

Min-Ki Kim* ․ Jisu Yoon* ․ Jeongjae Hwang* ․ Youngbin Yoon**^†

ABSTRACT

The main objective of this study was investigation of natural gas flames in a lean premixed swirl-stabilized dump combustor with an attention focused on the effect of the various fuel-air mixing section geometry on the combustion instability characteristics. The combustor and mixing section length was varied in order to have different acoustic resonance characteristics from 800 to 1800 mm in combustor and 470, 550, 870 mm in mixing section. We observed two dominant instability frequencies in this study. Lower frequencies were associated with a fundamental longitudinal mode of combustor length. Higher frequencies were related to secondary longitudinal mode of coupled with the combustor and mixing section. As a result, combustion instability was strongly affected by acoustic characteristics of combustor and mixing section geometry.

초 록

본 연구는 희박 예혼합 연소기에서 연소실과 연료-공기 혼합부의 공진모드의 관계가 연소불안정에 어떤 영향을 미치고 있는지에 대하여 실험적으로 확인한 연구이다. 다체널 동압측정을 통하여 각각 위 치에서 동압의 모드와 각 센서들간의 phase를 분석하여 연소불안정의 원인을 규명할 수 있었다. 연소 실의 길이(800~1800)와 혼합부의 길이(470, 550, 870 mm)를 음향학적 경계로 일치시켜 연소불안정 특 성을 확인해 보았을 때 두가지 서로 다른 연소불안정 모드를 확인할 수 있었는데 저주파 연소불안정 특성은 화염의 열방출 섭동과 연소실의 공진모드에 기인하며, 고주파 영역대의 연소불안정 현상은 혼 합부의 길이를 변경하였을 때 발생하는 또 다른 불안정 현상임을 실험적으로 확인할 수 있었다.

Key Words: Premixed Flame(예혼합 화염), Combustion Instability(연소불안정), Mode Analysis(모드 분석), Inlet Mixing Section(연료-공기 혼합부)

접수일 2011. 11. 29, 수정완료일 2012. 6. 8, 게재확정일 2012. 6. 14

* 정회원, 서울대학교 기계항공공학부 대학원

** 종신회원, 서울대학교 기계항공공학부, IAAT

†교신저자, E-mail: [email protected]

[이 논문은 한국추진공학회 2011년도 추계학술대회(2011. 11. 24-25, 부산 노보텔 앰배서더) 발표논문을 심사하여 수정^・보완한 것임.]

1. 서 론

가스터빈은 고효율, 저공해 기관으로 항공용에 서 산업부문의 발전용에 이르기까지 다양한 용

(2)

도로 활용되고 있다. 초기에는 가스터빈의 안정 적인 운용을 위하여 확산화염으로 구동하여 기 계적인 안정성을 도모하였다. 하지만 1980년대 전후로 NOx와 같은 배기배출물이 문제시 되면 서 기존에 이론 공연비 근처에서의 연소를 하였 을 때 문제가 발생함에 따라 이후 희박혼합연소 (lean premixed flame)의 개념이 중요시 되었고, 이로 인하여 NOx의 발생을 급격히 감소시킬 수 있었지만, 화염이 외부의 교란에 대하여 매우 민 감하게 반응하여 불안정해지는 단점이 발생하게 되었다[1, 2]. 이러한 연소불안정 현상은 비정상 적인 열방출파의 국소적인 변화와 연소실의 음 향파가 서로 상호작용을 하여 특정 주파수의 진 동이 발생하는 것을 의미한다. 이러한 동압력의 진동은 연료-공기 혼합기 유동의 진동을 발생시 키게 되고, 이러한 진동이 다시 연소시 발생하는 열방출파의 진동을 만들어 연소불안정 현상으로 발전하게 된다. 이러한 연소불안정 현상이 나타 날 때에는 Rayleigh criterion[3] 이론을 만족하게 된다.

연소불안정 모드는 연소기 내부의 형상뿐만 아니라 화염의 vortex에 의한 열방출 섭동, 연소 기를 제외한 다른 공간과의 음향학적 압력장의 형성 등 다른 여러 가지 요소에 기인하기도 한 다. 실례로 국내의 (주)한국서부발전 산하 서인 천 발전본부에서 구동하고 있는 GE사의 최신기 종인 7FA+e DLN-2.6 엔진에서는 연소를 안정화 하기위해 단계별연료분사(Fuel Staging) 기법을 사용하는데 점화초기에 Mode 3(10∼20 MW)라 는 구간에서는 높은 수준의 NOx가 발생(NO2에 의한 굴뚝에서의 Yellow plume 발생, 최대 4시 간 가량 지속)하는 등의 문제를 가지고 있으며, 최대출력으로 가는 Mode 6B(20∼45 MW)구간에 서는 Premixed 모드 전환으로 인한 연소진동(연 소실내 평균압력 : 15.1 bar, 압력변동량 : 0.3 bar, 평균압력의 약 2% 진동)이 발생하는 특성이 있으며, 이때의 연소불안정 주파수(Frequency)를 살펴보면 출력이 승속되어 연소실 온도가 비례 적으로 증가한다 하더라도 불안정 주파수는 변 동이 없이 120 ~ 140 Hz로 유지되는 것을 확인 할 수 있었다[4, 5]. 이는 연소실의 온도가 증가

함에 따른 불안정 주파수가 증가되는 것이 아니 기에 연소실 모드가 아닌 다른 기하학적 특성에 의해 음향학적 압력장이 형성되어 발생하는 불 안정 모드라는 것을 확인하였다.

지난 연구에서는 스월 효과가 없는 단순한 연 료노즐을 가진 연소기에서 연소불안정 현상을 관찰하고 그 불안정의 원인과 모드를 분석하는 방법에 대한 연구를 진행하였다[6]. 본 연구에서 는 지난 연구를 바탕으로 실제 발전용 가스터빈 연소기를 모사한 연소기에서 연소불안정 모드의 특성 및 종류를 확인해 보기 위하여 연소실 길 이와 연료-공기 혼합기 부분의 길이를 변경하여 연소불안정 현상에 대하여 관찰하였으며, 이때 연료-공기 혼합기의 속도, 당량비를 변동시키면 서 열방출의 섭동이 나타나는 조건을 확인하고, 연소실 및 혼합부에 다수의 동압을 측정하여 연 소불안정시 나타나는 불안정의 모드와 phase를 분석하여 연소불안정의 원인을 명확히 규명하였 다.

2. 실험 방법

2.1 모형 덤프 연소기

본 연구에서 사용된 연소기는 희박 예혼합 및 스월 안정화 화염을 가지는 실제 GE 7FA+e DLN-2.6 가스터빈 연소기를 1/3 스케일로 모사 한 모형 가스터빈 연소기로 형상은 Fig. 1, 세부 적인 개념도는 Fig. 2와 같으며, 크게 공기가열 장치, 공기공급라인, 연료노즐, 가시화용 쿼츠연 소기, 배기단의 스파이크형 플러그 노즐로 이루 어져 있다[7]. 공기가열장치는 40 kW급 전열기 3개로 이루어져 있으며, 공급되는 공기를 최대 873 K까지 가열 시켜주는 역할을 한다. 실험시 공급되는 공기온도는 ±1% 이내로 제어된다. 본 실험에서의 주요한 변수인 연료-공기 혼합부는 공기가열장치 후단 초크 오리피스(chocking orifice)와 연소실 덤프면 사이에 위치하고 지름 이 40 mm, 길이는 470, 550, 870 mm의 3가지 조건이다. 본 장치에 사용된 스월 인젝터는 axial type의 인젝터로서 스월베인의 각도는 0°와 30°

(3)

Fig. 1 Model dump shape gas turbine combustor

를 사용하였고, 스월베인의 개수는 10개로 구성 되어 있다. 스월베인 전단 20 mm지점에 1.2 mm hole을 가진 10개의 노즐에서 연료가 분무 되며 스월베인 후단으로 112 mm의 혼합 영역을 통하여 연료-공기가 예혼합 된다.

스월 효과의 정도는 접선방향의 모멘텀과 축 방향 모멘텀의 비로 나타나는 스월수(Swirl Number)로 나타낼 수 있다. 이는 다음과 같은 식으로 대략적으로 구할 수 있다[8].



_{ }



 





_

  _^

  _^





_{tan ≈ }_^^{}≪  (1) 위 식에 의하면 본 실험에 사용된 스월 인젝 터의 S는 약 0.42에 해당된다. 연소실은 연소 동 특성 측정을 위한 원형 STS tube와 화염 가시화 를 위한 Quartz tube를 번갈아 사용하였으며, 연 소실 내부의 직경은 120 mm이다. 배기단에 위 치한 플러그 노즐은 연소실 배기단을 91% 막아 줌으로써 음향학적 경계를 만들어 연소실의 공 명주파수를 변화시켜주는 역할을 하게 되며, 이 는 모형 가스터빈 연소기 후단에 위치한 스텝 모터에 의해 연소실의 길이를 800 mm에서 1680 mm까지 0.1 mm 단위로 제어할 수 있도록 설계 되었다.

2.2 연소데이터 취득 방법

모형 덤프 연소기에서의 연료, 공기의 유량 및 연소정압, 배기배출물, 연소동특성 등을 측정하 기 위하여 다양한 센서와 유량조절을 위한 유량

Fig. 2 Schematic of model gas turbine combustor

계가 사용되었다. 먼저 연소실험 전후의 정압의 변화와 공기의 유량을 조절하기 위해 오리피스 전단 및 후단에 2개, 스월인젝터 전단에 1개, 후 단에 1개, 연소실에 2개, 총 6개의 Valcom사의 정압센서가 사용 되었다. 온도 측정은 K-type 열 전대를 이용하여 측정하였으며, 공기공급온도, 연소실 온도, 배기배출물 센서근처, 유량제어를 위한 차압계 근처 등 총 8채널의 온도를 측정하 였다. 연소실험에서 발생하는 압력의 섭동을 관 찰하기 위하여 공기공급부에 5개, 연소실에 6개 의 PCB사에서 제작한 102A05 동압센서와 동압 의 반사파를 억제하는 infinity probe를 사용하였 고, sampling rate는 초당 10000개의 데이터를 받아 크기를 관찰하였고, FFT를 하여 5000 Hz까 지 분석할 수 있게 하였다. 각 동압센서의 위치 는 Fig. 3에서 확인할 수 있다. 또한 연소 안정 및 불안정 조건에서 화염의 열방출 섭동을 측정 하기 위해 가시화 연소기를 이용하였고, 덤프면 근처의 화염에서 OH* 및 CH* 자발광 측정을 하였다. Photron사의 High speed ICCD 카메라 를 사용하여 1/6000 fps의 속도로 화염을 촬영 하였고 동압센서와 연계하여 같은 실험조건 시 간축에서 동압과 열방출 값을 얻었고, phase를 locking 하였다.

모형 덤프 연소기 실험 장치에 공급되는 연료 유량은 Alicat Scientific사의 M-1500SLPM-D Mass flow meter를 이용해 측정하였고, 공급되

(4)

Fig. 3 Location of dynamic pressure sensors in fuel-air mixing section and combustor 는 공기유량의 경우 대한인스트루먼트사의

FKC-4 차압계를 이용해 측정한 차압과 동시에 측정된 공기 공급압력과 공기온도를 이용해 조 절하였다. 센서들의 데이터 취득은 National instrument 사의 C-RIO와 DAQ 장비를 이용해 이루어졌다. LabVIEW 기반의 프로그램을 통해 센서 데이터 처리 및 유량제어를 수행하였다. 유 량계와 차압계를 이용하여 계산한 연료, 공기 유 량은 KANOMAX 사의 Hot-wire velocimeter인 Model 6332D를 통해 최종 확인하였으며, 계산 값과 연소기 출구에서의 측정 속도 오차는 3%

이내로 확인되었다.

2.3 실험조건

모형 가스터빈 연소기의 연료로는 메탄이 89.4%인 압축천연가스를 연료로 사용하였다. 실 험 조건은 Table 1에서와 같이 공기 공급온도를 실제 발전용 가스터빈에서의 조건과 같이 673 K 로 고정하였고, 연소실험 초반에는 화염안정화 지도를 얻어내기 위해 470, 550, 870 mm의 연료 -공기 혼합부의 길이 조건에서 연소실 길이 800

∼ 1680 mm, 당량비 0.55 ∼ 1.2, 혼합기 속도 30 ∼ 70 m/s 범위로 변경하며 연소데이터를 측정하였다.

이때 연소실 길이는 50 mm 간격으로 증가시 키며 연소실험이 이루어졌고, 당량비의 경우 0.55 이하에서 blow out 현상이 나타나는 것을 확인하여 당량비 1.2에서 0.55까지 0.05씩 낮추어 가면서 측정하였다. 혼합기 속도는 덤프면 출구 연료-공기 혼합기의 속도로 10 m/s 간격으로 실

parameter value

Fuel type 89.4% methane of CNG Inlet air

temperature 673 K

Swirl vane

angle No swirl, 30° swirl Mixture

velocity 30, 40, 50, 60, 70 m/s Equivalence

ratio Blowout limit ~ 1.2 Inlet mixing

section length 470, 550, 870 mm Combustor

length 800 ~ 1680 mm

Blockage

nozzle 128 mm (Ratio : 91%) Table 1. Experimental Condition

험을 진행하였다. 실험은 목표 혼합기의 속도와 당량비 조건을 1.2에 맞춘 후 당량비 조건에 따 라 발생할 수 있는 hysteresis 현상을 방지하기 위해 서서히 당량비를 낮추어 가며 소염될 때까 지 실험을 수행하였다. 또한 연소실에 음향학적 경계를 형성시키게 하기 위하여 실 가스터빈에 서 터빈의 역할을 하는 스파이크 형태의 blockage nozzle을 장착하였고, 스월러의 효과의 유무를 확인하기 위하여 혼합기의 길이가 470 mm의 경우에서는 스월러의 각도를 0°와 30° 두 가지 조건의 인젝터를 사용하여 연소불안정 특 성을 비교하였다.

(5)

3. 실험결과 및 토의

3.1 연소 화염 안정화 지도

본 연구에서 사용된 모형 가스터빈 연소기에 서 각각의 실험조건에 따른 연소실험을 통하여 화염 안정화 영역을 확인하는 실험을 진행하였 다. Fig. 4는 0° swirl, 혼합부의 길이가 470 mm 에서 모든 실험 조건에서 관찰된 동압값을 나타 낸 그래프이다. 이때 기준이 되는 동압 값은 덤 프면에서 160 mm 떨어진 지점의 동압센서의 값 을 이용하였다. 그래프에서 확인할 수 있는 것과 같이 속도가 증가함에 따라 연소가 불안정해지 는 경향을 볼 수 있었고, 특히 연료-공기 혼합기 속도 70 m/s에서 전체적으로 연소가 불안정하 게 진행되는 것을 확인할 수 있었다. 혼합기의 속도가 높은 조건에서 연소불안정의 모드가 연 소실의 길이 및 당량비의 조건에 따라서 두가지 로 나뉘어서 나타났으며, 혼합기 속도가 낮은 구 간에서는 충분한 열에너지의 공급이 이루어지지 않음에 따른 음향학적 경계가 명확하게 발생하 지 않아서 열음향 불안정 현상이 발생하지 않음 을 확인하였다. 그리고 모든 연소실 길이조건에 서 불안정이 발생하는 것이 아니라 특정 연소실 길이조건에서 즉, 950 ~ 1050 mm 조건에서 발 생함을 확인할 수 있었다. 이는 연소실이 closed boundary라고 생각하고 계산된 연소실의 공진 주파수의 조건에서 열방출 섭동과 coupling 되 어서 발생하는 연소불안정으로 이를 통해 연소 실의 길이는 연소불안정을 야기하는 중요한 변

Fig. 4 Stability map for all of experimental condition at no swirl and Lmixing section = 470 mm conditions

수임을 확인할 수 있었다[9, 10, 11].

다음의 Fig. 5, 6, 7에서는 30° swirl 조건에서 혼합부의 길이조건이 470, 550, 870 mm에서 모 든 실험 조건에서 관찰된 동압값을 나타낸 그래 프이다. 이때 기준이 되는 동압 값은 덤프면에서 450 mm 떨어진 지점의 동압센서의 값을 이용하 였다. 혼합부의 길이가 470 mm 그래프에서 확 인할 수 있는 것은 혼합기의 속도조건이 30 m/s 조건에서는 다른 종류의 연소불안정 현상 이 발생되었는데, 이는 연소실과 화염이 지니는 열방출의 섭동에 기인한 열음향 불안정 현상이 아닌 주어진 덤프연소기의 기하학적 형상에 따 른 특정 혼합기 속도에서 야기된 화염 vortex에 의한 연소불안정 모드로 이는 다른 논문에서 연 구결과를 소개하도록 하겠다[12].

연료-공기가 비교적 잘 섞이는 실험조건에서는 혼합기 속도가 40 m/s, 혼합부의 길이가 470 mm 조건에서 생각해 보았을 때 연료-공기의 혼 합기가 연소실에 전달되어야 하기 때문에 음향 학적 경계를 closed–open boundary로 설정하였 고, 연소실에서 구성된 closed–closed boundary 의 2^nd mode의 공진 주파수가 일치하였을 때 해 당모드의 불안정이 발생하는 특성을 확인할 수 있었다. 이로써 연소실 전단의 혼합부의 길이도 연소불안정을 야기하는 변수임을 확인하였고, 이 는 다음절의 다채널 동압센서의 결과값에서 도 출한 모드와 위상 분석을 통해서 증명하도록 하 겠다.

Fig. 5 Stability map for all of experimental condition at 30° swirl and Lmixing section = 470 mm conditions

(6)

위에서 언급한 2L mode의 특이한 연소불안정 특성이 또 다른 실험조건에서도 나타나는지 확 인해 보기 위하여 혼합부의 길이가 550, 870 mm 조건에서도 확인해 보았다. Fig. 6의 혼합부 의 길이가 550 mm 조건에서 화염 안정화 지도 결과를 확인해 보면, 마찬가지로 모든 혼합기의 속도조건에서 연소불안정 특성이 발생하였다. 이 로써 낮은 속도조건에서는 혼합기가 잘 섞이는 0.4정도의 스월넘버의 조건에서는 혼합부의 길이 에 관련된 낮은 속도조건에서의 연소불안정 특 성이 존재함을 알 수 있었다. 하지만 앞에서 언 급한 바와 같이 모든 연소실 조건에서 연소불안 정 현상이 나타나는 것이 아니라 연소실 길이가 길어짐에 따라 불안정 특성이 강한 것을 확인할 수 있었다. Fig. 7의 혼합부의 길이가 870 mm의 조건에서는 연소불안정의 두가지 모드가 앞에서 의 혼합부 길이 470, 550 mm 와 같이 비슷한

Fig. 8 Instability frequency FFT spectrum result at all of inet mixing section conditions

조건이 아닌 저주파 대역대의 다른 영역에서도 2L mode의 불안정 주파수로 나타나는지 확인해 보기 위해서 혼합부의 길이를 길게 변경하여 모 든 실험 변수 조건에서 확인한 화염 안정화 지 도의 결과이다. 그림에서와 같이 연소실에 유입 되는 혼합기의 속도가 빠르면 열에너지의 밀도 도 증가하기 때문에 불안정 특성이 커지는 것을 확인할 수 있고, 앞에서와 마찬가지로 특성 연소 실의 길이에서 열-음향학적 에너지의 coupling을 통하여 연소불안정 특성이 발생하고 있음을 확 인 하였다.

3.2 연소불안정 주파수 분석

혼합부의 길이 조건을 470, 550, 870 mm로 변 경시킨 경우에서 당량비의 변화에 따른 연소불 안정의 주된 주파수의 FFT spectrum을 Fig. 8에 서 확인할 수 있다. 스월러의 효과가 없는 상황 에서 혼합부의 길이 조건이 470 mm의 경우에는 연료-공기 혼합기 속도가 70 m/s일 때, 당량비 가 0.9와 1.2인 조건에서 연소실 길이가 1000 mm일 때에는 당량비 조건이 0.9에서 연소불안 정 현상이 가장 강하게 나타나는 것을 확인할 수 있는데, 이때의 연소불안정 주파수는 375 Hz 이다. 연소실 길이에 의해 연소불안정 주파수는 변화하게 되는 현상을 볼 수 있고, 특정 주파수 대역을 벗어나면서 연소불안정 현상이 사라지는 것을 확인할 수 있었다. 당량비가 1.2의 경우에 서도 연소실의 길이가 950 mm 일 때, 가장 강 한 연소불안정 현상이 나타나는 것을 확인할 수

(7)

있었는데, 829 Hz의 특정 주파수와 연소실의 음 향 모드가 일치하는 길이에서 강한 연소불안정 현상이 나타나는 것을 확인할 수 있다.

또한 혼합부의 길이 조건이 550 mm에서는 혼 합기의 연소불안정 주파수가 1.0인 조건에서는 연소실 길이가 1050 mm에 맞춰서 연소실의 1L 모드와 관련된 불안정이 발생하다가 당량비 조 건이 커지는 1.1 구간에서는 혼합부의 길이와 관 련된 불안정 모드가 발생하였다. 마찬가지로 혼 합부의 길이 870 mm에서도 당량비의 조건이 바 뀜에 따라서 불안정 모드가 바뀌게 되는데 이로 써 연소불안정은 혼합기의 속도, 당량비의 조건 에 변화에 따라 연소실의 평균온도 등이 변경되 어 주된 불안정 주파수가 바뀌게 되고 연소실의 길이와 혼합부의 길이의 matching에 따라서 불 안정 모드가 순간적으로 바뀌는 현상을 확인하 였다.

Figures 9, 10은 각각의 연소실과 혼합부의 길 이와 관계된 모형 연소기의 연소실에서 발생하 는 half wave mode, quarter wave mode의 불 안정 주파수가 주요 모드로 발생하는 경우에서 의 그래프이다. 아래의 그림에서 확인할 수 있듯 이 스월효과가 없는 인젝터의 불안정은 스월효 과가 있는 조건에서보다 불안정 주파수도 높고,

Fig. 9 1L mode combustion instability results for each equivalence ratio conditions

그에 따른 크기도 더 크다. 이는 스월효과가 발 생하면, 스월효과가 없는 경우에서의 확산화염 구조의 화염과 다르게, 예혼합 화염의 구조를 갖 고 있기 때문에 연소실의 온도도 비교적 낮아지 며 연소실의 공명주파수도 낮은 부분에서 형성 되는 이론적 근거와 일치하고 있다. 또한 연소실 의 길이와 혼합부의 길이가 증가할수록 불안정 주파수는 작아지는 것을 확인할 수 있고, 1L 모 드의 결과에서 스월효과를 가지는 인젝터군의 혼합부길이 조건에서 연소불안정 특성을 확인해 보면 당량비가 증가할수록 연소실의 열에너지가 증가되기 때문에 thermal chocking되어 연소실 의 음향학적 경계가 명확해지므로 연소불안정의 크기가 증가함을 확인할 수 있다. 또한 Fig. 10 의 그림에서 혼합기의 길이가 작은 경우 즉, 2L 모드가 고주파로 변경되는 구간에서는 당량비의 증가에 따라 연소실과 연료-공기 혼합부의 온도 와 길이조건이 일치되어 당량비 1.0을 넘는 구간 에서 혼합부와 연소실의 길이조건에 맞는 2L mode의 연소불안정이 발생되는 것을 확인할 수 있으며, 1L mode의 경우보다 주변으로의 에너지 의 소산이 커져 불안정의 크기도 1/2정도로 작 아지는 것을 확인할 수 있다. 연료-공기 혼합부 의 길이가 870 mm인 2L mode의 주파수가 낮

Fig. 10 2L combustion instability mode results for each equivalence ratio conditions

(8)

은 구간에서는 반대로 낮은 당량비 조건에서 2L mode가 발생되며, 높은 당량비 조건에서 1L mode가 발생하는 현상을 확인할 수 있는데, 이 는 주파수가 일치하기 위해 연소실의 온도가 맞 춰지는 상황의 화염조건에서 해당하는 연소불안 정 현상이 나타나는 현상으로 생각된다. 이를 계 산할 수 있는 이론적인 근거는 Eq. 2와 같고 다 음과 같이 가스터빈 연소기에서 에너지의 이동 경로가 축방향이 주된 요인이라는 조건과 평균 온도가 일정하고, 1-D standing wave 조건을 갖 는다고 가정한다.



 mod  _ 



  



  mod  _ 





      



^

 



(2)

Figure 11은 연소실의 길이 변화에 따른 연소 불안정 특성을 나타내는 그래프이다. 앞서 설명 한 바와 같이 1L, 2L mode가 주된 연소불안정 을 갖는 상황은 모든 연소실 길이 조건에서 나 타나는 현상이 아니라 특정 연소실 길이를 갖는 조건에서 나타나는 것을 확인할 수 있다. 특히

Fig. 11 Combustion instability results for various combustor length conditions

2L mode가 발생하는 상황에서는 혼합부의 음향 학적 경계를 quarter wave mode의 2^nd에 해당 하는 주파수와 일치하는 조건에서 불안정 모드 가 나타나는 것을 확인할 수 있다.

3.3 연소불안정 조건에서 동압 모드와 위상차

모형 가스터빈 연소기에서 연소불안정 현상이 발생하기 위해서는 연소실의 형상에 의해 나타 날 수 있는 음향파와 열방출파의 상호작용이 필 요하기 때문에 기본적으로 연소불안정 주파수는 연소실 또는 연소실과 연결되어 있는 연료-공기 혼합부의 음향파에 의해 발생하게 된다. Fig. 12, 13, 14, 15에서는 특정 연소실 길이, 혼합기 속 도, 당량비 구간에서 발생하는 약 240 Hz와 350

~ 400 Hz 정도의 주파수를 가진 1L mode의 연 소불안정 결과이며, 연료-공기 혼합부와 연소실 에 설치한 11개의 동압센서에서 관찰되는 압력 섭동의 크기와 위상차를 보여준다. 그래프에서 실선은 연소실의 Longitudinal mode(n=1)에 해 당하는 연소실 위치별 동압의 추정치이며, 빨간 색 동그라미 점으로 표현한 것은 해당 위치에서 측정된 동압의 값을 보여주고 있다. 그래프에서 볼 수 있듯이 각각의 위치에서 대부분의 동압의 값이 추정치와 비슷한 값을 가지게 되고, 연소실 의 끝부분에 위치한 동압 데이터의 경우 연소실 후단에 위치한 노즐 부근의 낮은 온도로 인해 약간의 오차가 발생하는 것을 확인할 수 있었다.

스월의 효과가 없는 혼합부의 길이가 470 mm 의 경우 덤프면에서 160 mm 위치에 있는 동압 센서를 기준으로 위상차를 표시한 검정색 사각 형 점에서 확인할 수 있듯이 공기공급부상에 위 치한 센서의 경우 연소실에 가까워질수록 연소 실과 위상차가 줄어들면서 연소실에서는 거의 동일한 위상을 가지고 진동하는 것을 확인할 수 있다. 이는 30°의 스월 효과를 갖고, 혼합부의 길이가 470, 550, 870 mm 조건에서도 동일한 실 험결과를 얻을 수 있다. 또한 연소실에서 압력의 node위치인 연소실의 중간부분을 기준으로 전·

후단의 동압센서 값은 약 180°의 위상차가 나타 나는 것을 확인할 수 있었다. 이는 기존에 연구 되었던 Flame Transfer Function 연구[13, 14]에

(9)

Fig. 12 Dynamic pressure amplitude and phase difference between each sensor at no swirl condition, Lcomb. = 1000 mm, Ф = 0.9, vmix = 70 m/s, Lmix. = 470 mm

Fig. 13 Dynamic pressure amplitude and phase difference between each sensor at 30°

swirl, Lcomb. = 1050 mm, Ф = 1.1, vmix = 70 m/s, Lmix. = 470 mm

서 나타났던, 화염의 응답특성과 연관지어 설명 할 수 있다.

또한 연소불안정이 강하게 나타나는 특정한 주파수 대역이 연소실의 형상이나 연료 분사 위 치, 연료-공기 혼합 성능 등에 의해 결정되며 이 러한 형태의 연소불안정 현상이 발생하면, 공기

공급라인에서 발생하는 압력진동보다 연소실에 서 압력진동이 더 강하게 나타나는 것을 확인할 수 있는데, 이를 통해 해당 실험에 사용된 연소 기의 화염 응답 함수를 얻어내게 되면 혼합부의 길이조건에 따라 240 Hz 및 350 ∼ 400 Hz 대 역이 1L mode 부근에서 음향파에 의해 화염이

(10)

Fig. 16 Dynamic pressure amplitude and phase difference between each sensor at no swirl condition, Lcomb. = 950 mm, Ф = 1.1, vmix = 70 m/s, Lmix. = 470 mm

영향을 받는 최대 주파수 대역이 될 수 있음을 추측할 수 있다.

Figures 16, 17, 18은 당량비가 높은 1.0 ∼ 1.2 에서 주로 나타나는 연소불안정 현상 발생시 측 정한 압력의 진폭과 위상차를 보여준다. 이때 연 소실의 음향파는 half wave mode로 가정하였으

며, 공기공급부의 경우 quarter wave mode로 가정하였다. 그래프에서 실선으로 표시된 부분은 연소실의 Longitudinal mode(n=2)의 예상 값이며, 점선의 경우 연료-공기 혼합부의 Longitudinal mode(n=2)의 예상 값이다. 각각의 점은 위치별 동압센서에서 측정된 압력 진폭을 보여주고 있

(11)

다. 또한 동압센서 5번은 스월러 후단에 위치한 센서로서 연소실의 압력장에 많은 영향을 받는 것을 확인할 수 있다. 앞의 결과와 마찬가지로 대부분의 동압력의 값이 예상 값과 비슷한 경향 을 보이고 있으며, Longitudinal mode(n=2)에 해당하는 연소불안정 현상이 나타나는 조건에서 는 동일한 결과를 관찰할 수 있다. 검정색 사각 형 점은 동압센서간의 위상차를 보여주며 연소 실의 1/3과 2/3 정도의 위치에서 압력 node가 나타나고, 해당 지점을 기준으로 전·후단의 동압 센서의 위상차가 약 180°가 되는 것을 확인할 수 있었다. 이를 통해 위에서 가정한 연소실과 연료-공기 혼합부와 연계된 2L mode의 연소불 안정을 확인할 수 있었다. 바로 이전의 결과인 Longitudinal mode(n=1)와는 달리 공기공급라인 에 위치한 압력센서에서 측정한 압력값이 연소 실에서 측정된 압력값보다 다소 높은 특징을 보 이고 있는데, 실제로 Kim[15]등의 연구에 의하면 높은 주파수 대역에서는 상대적으로 연소실의 압력진동이 연료-공기 혼합부의 압력진동보다 작 게 나타남을 알 수 있었다. 하지만 이러한 연소 불안정 현상이 발생하면 공기공급부에서 발생하 는 압력의 진동이 평균 압력에 비해서 약 10%

전후의 큰 값을 가지게 되는데, 이를 통해 2L mode의 연소불안정 현상이 공기공급부에서 발 생하는 음향학적 압력장에 영향을 미치고, 공급 되는 혼합기의 진동에 큰 영향을 주고 있음을 알 수 있다. 실험에서 해당 주파수 대역의 연소 불안정 현상이 발생하게 될 때에는 공급되는 공 기의 진동으로 인한 당량비 변동이 음향파와의 상호작용을 통해 증폭되기 보다는 공기공급부의 압력진동이 상대적으로 강하여 이로 인해 발생 하는 연소불안정으로 생각할 수 있다. 이러한 형 태의 연소불안정 현상이 발생하게 되면 연소실 의 공진주파수뿐만 아니라 공기공급부에서 나타 나는 공진주파수가 연소불안정 주파수와 비슷한 값으로 계산된다. Fig. 16의 스월러 효과가 없는 조건에서 실험적으로 얻은 연소불안정 주파수가 829 Hz로 나타나며, 이론식의 1-D 음향파로 계 산한 연료-공기 혼합부의 공진주파수는 829 Hz, 연소실의 공진주파수는 827 Hz로 나타났다. 이

는 나머지 실험조건에서도 동일하게 나타나고 있으며 연소실과 공기공급부의 온도조건에 따라 불안정 주파수가 약간은 낮아지지만 본 연구에 서 얻은 동압의 모드와 위상차의 결과로 타당성 을 증명하였다. 이는 당량비 조건이 반대로 형성 되는 Fig. 19의 조건에서도 마찬가지로 실제로 상대적으로 높은 주파수의 2L mode 연소불안정 현상이 나타나는 경우에는 연료-공기공급부의 형 상에 큰 영향을 받음을 확인할 수 있다.

4. 결 론

본 연구에서는 모형 덤프 연소기에서 연료-공 기 혼합부의 길이에 따라 연소실의 길이, 당량 비, 혼합기의 속도 등을 변화시켜가면서 희박 예 혼합 화염의 연소동특성에 관한 실험 결과를 소 개 하였다. 혼합기 속도와 당량비는 화염의 응답 특성과 연소실의 평균온도 조건을 변화시켜 연 소불안정 현상의 주요 변수임을 확인하였고, 스 월효과가 없는 확산화염과 같은 조건에서는 어 느 정도 스월효과가 발생하는 예혼합 화염 조건 보다 연소불안정 발생 시 높은 동압의 섭동값을 확인하였다. 또한 비교적 혼합기의 속도가 높은 구간에서 더 큰 연소불안정이 발생하는 것을 확 인하였다. 본 실험에서는 두가지 서로 다른 mode의 강한 연소불안정 주파수가 관찰되었는 데, 두 주파수 대역 모두 연소실에 위치한 동압 센서에 의해 측정된 진폭과 위상을 통해 연소실 의 길이에 의해 발생하는 음향모드(Longitudinal mode, n=1, 2)와 관계가 있는 것으로 확인 하였 다. 연소불안정시 나타날 수 있는 음향모드의 밴 드인 1L 및 2L mode 중에서 실제적으로 연소불 안정이 나타나는 특정 대역의 주파수가 존재하 기 때문에 연소실내의 음향 주파수를 결정하게 되는 연소실의 온도(또는 당량비), 연소실 길이 가 연소불안정 현상에 중요한 영향을 미친다는 것을 확인할 수 있었다. 실험에서 관찰된 1L mode의 연소불안정 현상은 연소실의 길이방향 모드와 관련이 있으며, 이러한 연소불안정 현상 은 열방출 섭동과 동기화되어 화염응답특성에

(12)

의해 발생하는 것으로 기존 가스터빈 연소불안 정에 관한 연구들에서도 비슷한 현상을 확인할 수 있는 내용이며, 높은 불안정 주파수로 불안정 모드가 천이되는 연소불안정 현상의 경우에는 연소실의 길이방향 모드와 연료-공기 혼합부의 길이방향 모드의 결합을 통하여 발생되는 mode 인 것을 확인할 수 있었다. 혼합부와 연소실 2곳 에서 longitudinal mode의 n=2에 해당하는 음향 학적인 주파수의 영역이 서로 비슷하면 해당하 는 주파수로 연소불안정 현상이 발생되었고, 또 한 연소실의 압력 진동보다도 연료-공기 혼합부 에서의 압력진동에 더 큰 영향을 받고 있는 것 을 확인할 수 있었다. 이는 실제 가스터빈을 설 계할 때 화염의 섭동에 의한 연소실의 최적 설 계와 더불어 가스터빈의 주변부도 최적 설계가 필요하다는 것을 유추해볼 수 있고, 역으로 생각 하여 연소불안정이 발생했을 때 주변기기를 통 하여 불안정 모드도 제어가 가능하다는 것을 의 미하는 결과이다.

향후 연구로는 자발광 측정 또는 레이저 광계 측을 통하여 화염의 단층을 측정하고, 구조를 분 석하여 1L과 2L mode의 불안정이 발생하는 화 염을 서로 비교하고, 음향학적 경계 형성에 대한 특성을 추가적으로 분석할 예정이다.

후 기

본 연구는 서울대학교 항공우주신기술연구소 와 연계된 교육과학기술부의 중견연구자지원사 업(0498-20110009)과 지식경제부의 재원으로 한 국에너지기술평가원의 지원을 받아 수행한 “한 국형 300MW급 IGCC실증플랜트 기술개발 사업

“(0420-20110006)의 연구 결과이며 이에 감사드 립니다.

참 고 문 헌

1. M. P. Boyce, Gas turbine engine handbook-3rd edition, GPP press, USA,

2001, p.47

2. Timothy C. Lieuwen, "Investigation of combustion instability mechanisms in premixed gas turbines", Georgia Institute of Technology, Ph.D thesis, 1999, pp.1-52 3. Rayleigh, J.S.W., "The Theory of Sound –

Vol. 2", New York, 1945

4. 오정석, 김민기, 허필원, 이장수, 윤영빈,

“GE 7FA+e DLN 2.6 가스터빈 연소기 연구 : PartⅠ운전조건 최적화,” 한국추진공학회지, 제12권, 제5호, 2008, pp.43-50

5. 김민기, 박성순, 윤지수, 윤영빈, 윤한우, “발 전용 GE 7FA+e DLN-2.6 가스터빈 연소기의 최적 연소조건 제어 및 프로그램 개발,” 한 국항공우주학회 추계 학술대회, 2010, pp.1118-1121

6. 김민기, 이장수, 박성순, 이종근, 윤영빈, “모 형 가스터빈 연소기에서의 연소 불안정 모드 분석에 관한 실험적 연구,” 한국연소학회지, Vol. 15, No. 1, 2010, pp.12-21

7. 오정석, 김민기, 허필원, 이장수, 윤영빈, “GE 7FA+e DLN 2.6 가스터빈 연소기 연구 : Part Ⅱ 모형 덤프 연소기 설계,” 한국추진공 학회지, 제12권, 제5호, 2008, pp.51-59 8. 박성순, 김민기, 윤지수, 윤영빈, “모형 가스

터빈 연소기에서 화염구조와 연소불안정 특 성에 대한 실험적 연구,” 한국추진공학회지, 제15권, 제4호, 2011, pp.26-34

9. K. K. Venkataraman, D. A. Satavicca,

"Mechanism of Combustion Instability in a Lean Premixed Dump Combustor", Journal of Propulsion and Power, Vol. 15, No. 6, 1999, pp.909-918

10. P. Weigand, W. Meier, X.R. Duan, W.

Stricker and M. Aigner, "Investigations of swirl flames in a gas turbine model combustor I. flow field, structures, temperature, and species distributions,"

Combustion and flame Vol. 144, Issue 1-2, 2006, pp.205-224

11. T. Lieuwen, V. Yang, Combustion

(13)

Instabilities in Gas Turbine Engines:

Operational Experience, Fundamental Mechanisms, and Modeling, Progress in Astronautics and Aeronautics Series, 210, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Reston, VA, 2005

12. 윤지수, 김민기, 이민철, 윤영빈, “자발광 계 측을 이용한 모형 가스터빈 연소기의 연소불 안정 화염구조 특성,” 한국연소학회 추계 학 술대회, 2011, pp.159-163

13. D. S. Kim, J. G. Lee, B. D. Quay, and D.

A. Santavicca, "Effect of flame structure on

the flame transfer function in a premixed gas turbine combustor," ASME Turbo Expo, GT2008-51014, 2008

14. A. P. Dowling and S. R. Stow, "Acoustic analysis of gas turbine combustors,"

Journal of Propulsion and Power, Vol. 19, No. 5, 2003, pp.751-764

15. K. T. Kim, J. G. Lee, B. D. Quay, D. A.

Santavicca, Response of partially premixed flames to acoustic velocity and equivalence ratio perturbations, Combust. Flame, Vol.

157, 2010, pp.1731-1744