硏究論文
APU용 가스터빈 엔진 분할연소기의 화염가시화 연구
김보라미* ․ 최채홍** ․ 최성만***†
A Study of Flame Visualization of the APU Gas Turbine Engine Sector Combustor
Borami Kim* ․ Cheahong Choi** ․ Seongman Choi***†
ABSTRACT
In order to see flame behavior in the annular reverse gas turbine combustor, sector combustion test was performed. Ignition test by using torch ignition system was carried out at various combustor inlet velocity and air fuel ratio. Also, flame blow out limit was measured by changing fuel flow rate with constant air mass flow rate. In test results, stable ignition is possible at air excess ratio of 6 and this limit is gradually increased with combustor inlet velocity. The minimum blow out limit is about 4 at 40 m/s of combustor inlet velocity. This blow out limit is also increased up to about 10 with increasing combustor inlet velocity. Test result shows that lean blow out limits are increased with air velocity. The highest blow out limit was found at the combustor inlet velocity of 65 m/s.
초 록
가스터빈 연소기의 화염 특성을 알기 위하여 분할 연소기 시험을 수행하였다. 점화시험은 여러 가지 연소기 유입 공기속도와 공기과잉율에 따라 토치 점화장치를 이용하여 수행되었다. 또한, 연료를 충분 히 공급한 상태에서 점화를 수행한 후 점차 연료량을 감소시켜가며 희박연소한계를 측정하였다. 실험 결과, 공기과잉율 6에서 안정한 점화를 보였고 이 값은 연소기 공기 유입속도에 따라 점점 증가함을 보였다. 최소 실화한계는 연소기 공기 유입속도 40 m/s 에서 약 4였고, 이 값은 연소기 공기유입속도 에 따라 약 10까지 증가함을 보였다. 화염특성 시험결과, 화염안정성은 연소기 유입속도가 커질수록 희 박화염소실한계는 넓어짐을 알 수 있었고, 연소기 유입 공기속도가 약 65 m/s 에서 가장 큰 화염소실 한계를 보였다.
Key Words: Annular Reverse Combustor(환형 역류형 연소기), Ignition Behavior(점화 특성), Flame Visualization(화염 가시화), Blow Out Limit(실화한계)
접수일 2010. 12. 5, 수정완료일 2011. 7. 7, 게재확정일 2011. 7. 13
* 학생회원, 전북대학교 항공우주공학과
** 정회원, 한국항공우주연구원, 추진기관팀
*** 종신회원, 전북대학교 항공우주공학과
†교신저자, E-mail: [email protected]
[이 논문은 한국추진공학회 2010년도 추계학술대회(2010. 11. 25-26, 제주 샤인빌리조트) 발표논문을 심사하여 수정・보완한 것임.]
1. 서 론
가스터빈 엔진 중 100 kW급 소형 엔진은 주로 보조동력장치로써 항공기의 시동 및 전기발생, 추기 공기(Bleed air)발생 등 항공기의 생존에 중
요한 역할을 담당 하고 있을 뿐만 아니라 분산 발전/비상 전원용으로도 적용 가능하므로 그 중 요성이 점차 증대되고 있는 실정이다[1]. 이렇게 다양한 분야에서 적용이 가능한 100 kW급 가스 터빈 엔진은 지금까지는 주로 지상용 주동력장 치로써 개발되어져 왔다. 이러한 지상용 주동력 장치를 항공기에 적용하기 위해서는 다양한 비 행 조건에 따른 성능평가를 필요로 한다. 그런데 소형가스터빈의 경우 적은 연료노즐 사용으로 인하여 연소안정성이 취약하며, 엔진이 극한 작 동 상황에서 실화가 발생하여 작동중단이 일어 날 수 있는 가능성이 있다. 이러한 APU(Auxiliary Power Unit) 엔진의 작동중단은 헬기의 운용에 심각한 위협이 될 수 있으므로 이를 사전에 검 증하여 연소기의 실화를 능동적으로 회피하거나 또는 시스템을 개선하여 그 가능성을 억제하여 야 한다. 항공기용 가스터빈에 주로 적용되는 환 형연소기에 있어서 가스터빈 연소기의 점화성능 및 화염안정성은 매우 중요한 역할을 하며, 이러 한 성능은 본질적으로 연소기의 성능과도 밀접 한 관계를 가지고 있다. 그러므로 항공기용 가스 터빈 연소기 개발시 점화 및 성능에 대한 실험 이 반드시 필요하다[2].
따라서 본 연구에서는 APU 엔진과 동일한 크기와 형태를 가진 분할연소기를 제작하고 항 공기의 비행조건을 모사하여 각 조건에서의 화 염가시화 실험을 수행하였다. 연소기로 유입되 는 공기의 속도는 일정하게 유지한 후 연료의 양을 조절하며 점화가 되는지를 우선 확인하였 다. 그 후 화염의 안정성 여부를 판단하기 위하 여 항공기 작동상태와 동일하게 연소기 유입공 기 속도를 유지시킨 후 토치장치로 점화를 시 켜서, 연료량을 점차 줄여가며 희박연소한계를 측정하였다.
2. 실험장치 및 방법
2.1 실험장치
연소기 성능시험은 항공우주연구원의 연소성 능시험설비에서 수행되었다. Fig. 1은 연소기 시
(a) Schematic of test rig
(b) Layout of test rig Fig. 1 Combustor test rig
험장치의 전체적인 형상에 대한 개요도 및 조립 도를 보여주고 있다.
본 연구에서 사용된 시험장치는 블로워, 유량 조절부, 센서부, 연소기, 그리고 추기공기 배출을 모사할 추기공기부로 구성된다. 연소기의 작동조 건을 모사하기 위해 10 HP turbo blower를 이 용하였다. 최대유량은 7 m3/min이며 이때 압력 은 계기압으로 6,000 ㎜Aq이다. 회전수 조절을 통해 유량 및 공급압력을 조절할 수 있게 되어 있으며 출구온도는 최대 80℃이다. 연소기 입구 온도와 출구 온도 분포의 측정을 위해서 K-type 열전대 3개를 배치하여 연소기 출구의 온도분포 를 측정하였다. 또한 출구 각 부분에서의 속도를 측정하기 위해 피토관(Pitot tube)을 설치하였다.
점화에 쓰인 토치 점화기는 산화제 탱크로부터 공급되는 산화제와 연료 탱크로부터 공급되는 연료가 혼합되는 혼합 챔버와 스파크를 발생시
키는 전기점화기로 구성되어 있다.
화염가시화는 가시화 창에서 화염을 직접 관 찰할 수 있도록 캠코더를 설치하여 모니터와 연 결하여 실험상황을 실시간으로 볼 수 있도록 하 였다. 캠코더는 원격으로 조종하여 동영상 촬영 을 수행하였다.
2.2 모델연소기
Figure 2(a)에 실물 연소기의 개략도가 제시되 어 있다. 실험모델로 이용된 실물 연소기는 지상 용 가스터빈 주동력장치에 적용된 환형 역류형 연소기를 이용하였다[1]. 설계점에서의 연소기 입구 공기 전온도는 482 K, 전압력은 397 KPa, 공기유량은 0.84 kg/s, 출구온도는 1171 K, 연료 유량은 58 kg/h 이며, 연소효율은 99.4% 이고 압력손실은 4% 이다. 연소기 입구 공기속도는 지상 통합부하 표준조건에서 약 64 m/s 이며, 지상 무부하 표준조건에서 약 73 m/s 정도이다.
지상 6개의 전형적인 심플렉스 압력 분무식 노 즐이 가스터빈 엔진에 장착되어 있으며 분무오 리피스의 직경은 0.38 ㎜이다. 막힘 현상과 같은 압력식 연료노즐의 단점을 보완하기 위하여 연 료노즐 주위로 소량의 공기 유동(shroud air, anti-carbon air)을 형성시켜 주는 방법이 이용되 고 있으며, 이 공기유동은 연료노즐의 냉각, 연 소생성물 중 탄소성분의 퇴적 방지뿐만 아니라, SMD 감소와 같은 분무 성능 개선의 역할을 한 다[4]. 연료분사기는 45° 각도로 연소기 전면부를 향하게 분무하도록 배치 되어 있으며, 전기점화 기가 연소기 전면부에 배치되어 있다.
모델 연소기는 실물연소기를 기본으로 하여 한 개의 연료노즐에 해당하는 환형 연소기 형상 에 대하여 화염 가시화가 가능하도록 직사각형 형태의 평면으로 재 구성 한 것으로, 실험에 이 용된 모델 연소기의 라이너가 Fig. 3(b) 제시되어 있다. 공기공은 실물 연소기의 약 1/5이 되도록 크기 및 개수를 결정하였다. 이러한 이유는 실험 에 이용된 모델 연소기가 연료 노즐 1개에 해당 하는 영역인 1/6 크기를 기본으로 하였으며, 측 면의 경계조건을 맞추기 위하여 약 1.7%의 공기 공을 양 측면에 추가 배치하였기 때문이다[3].
이 때 모델 연소기의 각 공기공의 제원은 Table 1에 나타나 있다. 그리고 연소기 입구 디퓨저의 스월각은 직사각형 섹터 연소기의 특성으로 0°
로 유지 하였다.
Figure 2(c)에 모델 연소기 조립체가 제시되어 있다. 연소기는 SUS304 재질로 제작되었으며, 직
(a) Schematic of combustor
(b) Combustor liner
(c) Model combustor Fig. 2 Combustor
No.
APU Combustor Model Combustor *Area Ratio
(%) Dia.
(㎜) Hole
No.
Area (㎜2)
Dia.
(㎜) Hole
No.
Area (㎜2)
1 5.9 24 222.31 5.9 5 46.32 20.83
2 1.0 190 298.30 1.0 37 58.09 19.47
3 5.6 24 211.01 5.6 5 43.96 20.83
4 1.1 190 328.13 1.1 37 63.90 19.47
5 4.0 18 113.04 4.0 3 18.84 16.67
6 1.5 190 447.45 1.5 37 87.14 19.47 7 2.6 108 440.86 2.6 21 85.72 19.44 8 1.7 108 288.25 1.7 21 56.05 19.44
9 2.2 80 276.32 2.2 15 51.81 18.75
10 1.5 80 188.40 1.5 15 35.33 18.75
11 3.9 24 146.95 3.9 5 30.62 20.83
12 1.5 80 188.40 1.5 15 35.33 18.75
13 4.2 24 158.26 4.2 5 32.97 20.83
Table 1. Specifications of the model combustor
* Area Ratio = Hole area of model combustor / Hole area of APU combustor
사각형 형태로 구성되어 연소기 라이너 내부의 연료분무형태 및 화염 형상을 가시화 할 수 있 게 구성하였다. 공기공은 폴리카보네이트 평판에 공기공을 가공한 이후에 굴곡을 주는 형태로 하 였으며 상부에 분사기와 점화기를 배치하였다.
실물 연소기와 최대한 유사하게 냉각슬롯을 모 사하였다. 모델연소기에서는 얇은 폴리카보네이 트 판 두 개를 겹쳐 냉각필름이 모사될 수 있도 록 제작하였다.
연소기는 내부유동을 용이하게 하기 위하여 측면에 가시화 창을 설치하였으며, 분사된 액적 들이 가시화 창에 흡착할 경우를 대비하여 이를 제거하기 위한 에어커튼을 설치하였다. 분사된 액적들이 가시화 창에 흡착할 경우를 대비하여 이를 제거하기 위한 에어 커튼을 설치하였다.
Fig. 3은 에어커튼의 모습을 나타낸 것으로 길이 는 5.1 ㎜이고 높이는 1.5 ㎜이다. 에어커튼으로 균일한 고속의 공기가 공급되어 가시화 창에 흡 착되는 액적을 제거하도록 하였다. 가시화창에 사용된 유리 재질은 quartz로 최대 1300℃의 온 도까지 견딜 수 있는 성질을 가지고 있으며 두 께는 10 ㎜이다.
Fig. 3 Schematic diagram of air curtain
3. 실험결과 및 검토
연소성능 시험은 공기량과 연료량의 변화에 따른 점화특성을 알기 위한 점화시험과 화염이 생성된 후 화염의 안정성을 살펴보기 위한 화염 안정성 시험으로 구분된다. 연소기 시험에 사용 되는 주요 인자 중 공기와 연료의 비를 나타내 는 공기 과잉율의 정의는 Eq. 1과 같다.
air flow(kg/s) Air excess ratio( ) =
fuel flow(kg/s) 14.7
α
× (1)3.1 점화시험
점화 성능은 가스터빈 연소기의 중요 성능 인 자 중의 하나로써, 점화영역을 파악하는 것은 매 우 중요하다. 특히 공중 재점화가 필요한 항공용 가스터빈이나 시동이 빈번한 보조동력장치용 가 스터빈에서는 연소성능 측면보다 점화성능이 더 중요하게 취급되기도 한다[1]. 섹터 연소기의 점 화성능을 파악하기 위하여 연소기 입구 공기유 량 및 연료유량을 변화시키면서 점화성능을 측 정하였다.
Figure 4는 점화시험 결과로서, 공급공기의 유 량을 변화시키면서 같은 공기공급량에 대한 공기 과잉율을 변화 시켜가면서(즉, 연료유량을 변화시 키면서) 실험한 결과이다. 그림에서 각각의 기호 는 점화성공(O), 점화실패(X), 그리고 화염핵은 형 성 되었으나 화염전파가 이루어 지지 않은 경우 (△)를 나타낸다. 실험결과 입구속도 45 ㎧에서는 공기과잉율 6까지 점화가 되었고, 입구속도 55 ㎧ 에서 최대 점화 한계값인 9.4를 얻을 수 있었다.
Fig. 4 Ignition limit with combustor inlet velocity
이보다 연소기 입구속도가 증가될 경우 점화 한계는 감소함을 볼 수 있었다. 이러한 이유는 연소기 헤드부의 스월러를 이용하여 공기와 연 료를 혼합하는 일반적인 환형 연소기와 달리, APU 연소기는 공기와 연료의 혼합을 주 공기공 의 공기유입 속도와 냉각슬롯의 스월성분을 이 용하므로 일정속도 이상의 공기 유입속도가 있 어야 연소 및 점화에 필요한 충분한 공기-연료 혼합가스를 생성할 수 있기 때문으로 판단된다.
또한 연소기 입구속도 약 64~73 m/s 에서 엔진 의 설계 작동점이 설정되어 있으므로, 연소기 입 구 공기속도가 55~70 m/s 범위에서 점화영역이 가장 높게 나타나는 것은 적절하게 연소기가 작 동하고 있음을 나타낸다고 판단된다.
3.2 화염안정성시험
APU 연소기의 화염특성을 알기 위하여 입구 공기 유량 및 연료유량을 변화시키면서 화염을 관찰하였다. Fig. 5에 공기유입속도와 공기과잉 율의 상관관계를 나타내었다. 공기유입속도(V) 40 m/s에서는 최소 공기과잉율의 값이 4정도로 나타났으며, 공기유입속도 75 m/s에서는 10정도 의 값이 측정되었다.
화염안정성은 연소기 유입속도가 커질수록 희 박화염소실한계(Lean blow out limit)는 커짐을 알 수 있었고, 속도 65 m/s 근방에서는 공기과잉 율 8~12에서 화염이 소실되었으며, 이것은 일반 적인 항공기용 엔진의 idle 조건인 6보다 큰 값을 가짐을 알 수 있어 양호한 결과라고 판단된다.
Fig. 5 Lean blow out limit
Fig. 6 Flame photos with combustor inlet air velocity
3.2.1 속도에 따른 화염안정성
같은 공기과잉율을 가진 조건에서 속도를 변 경하였을 때의 화염가시화 결과가 Fig. 6에 제시 되어있다. 공기과잉율()값이 3일 때, 연소기 입 구 공기유입속도를 각각 40 m/s, 60 m/s, 75 m/s의 조건으로 실험을 수행하였다. 40 m/s에 서 화염은 오렌지색을 띠고 있으며 75 m/s의 속도로 증가될 경우 화염의 크기는 커지고 점차 청색으로 변화됨을 볼 수 있다.
3.2.2 공기과잉율에 따른 화염안정성
연소기 공기유입속도 60 m/s에서 연료유량을 줄였을 때(공기과잉율을 증가시켰을 때)의 화염 가시화 결과가 Fig. 7에 제시되어 있다.
Fig. 7 Flame photos with air excess ratio
공기과잉율이 3인 경우 화염은 오렌지색 계통 을 띠고 있고, 화염은 넓게 분포되어 있음을 볼 수 있다. 연료량을 줄여 공기과잉율을 5로 변화 시킬 경우, 화염은 크기가 작아지고 점차 청색으 로 변화됨을 관찰할 수 있다. 이때 청색화염은 시간에 따라 불규칙적으로 크기가 변동되어 불 안정한 화염형태를 나타낸다.
3.3 추기공기유량에 따른 화염안정성
압축기 출구유량과 연소기 입구유량은 추기공 기량에 따라 차이가 나타나게 된다. 즉 추기공기 부하가 없을 경우 압축기 출구와 연소기 입구에 서의 공기유량은 동일하며, 추기공기가 있을 경 우 연소기 유입 공기량은 압축기 출구유량에서 추기공기량을 뺀 양이 된다. 추기공기를 많이 뽑 을 경우 연소기 내 유동이 국부적으로 불균일하 게 되어 화염불안정의 요인으로 작용될 가능성 이 있다. 연소기 입구 공기유입속도 55, 60, 65, 70 m/s 에서 추기공기유량을 Table 2와 같이 변 화시켜 가며 화염안정성 시험을 수행하였다. 시 험결과 연소기 유입속도에 따른 추기공기유량에 따른 화염소실한계를 Fig. 8에 제시하였다.
추기공기량이 많아질수록 화염소실한계는 축 소됨을 확인할 수 있다. 연소기 입구속도 65 m/s인 경우 추기공기가 없을 경우 화염소실한
No.
Air temp.
(℃)
Comb.
inlet velocity
(m/s)
Comb.
inlet air mass flow rate
(kg/s)
Bleed air mass
flow rate (kg/s)
Comb. inlet air mass flow
rate / bleed air mass flow
rate (kg/s)
1 81 70 0.1 0 0.1
2 81 70 0.1 0.048 0.052
3 81 70 0.1 0.06 0.04
4 70 65 0.098 0 0.098
5 70 65 0.098 0.027 0.071
6 70 65 0.098 0.048 0.05
7 68 60 0.087 0 0.087
8 68 60 0.087 0.006 0.081
9 68 60 0.087 0.036 0.051
10 59 55 0.079 0 0.079
11 59 55 0.079 0 0.079
12 59 55 0.079 0 0.079
Table 2. Bleed test condition
Fig. 8 Air excess ratio with combustor inlet velocity
계는 공기과잉율 약 15.6 정도에서 나타났다. 추 기공기가 0.027, 0.048 kg/s인 경우 공기과잉율은 10.7 및 8.2 정도로 각각 나타난다.
추기공기유량을 Table 2에 따라 변화시켰을 때의 화염안정성 시험을 수행하였을 때의 화염 가시화 사진을 Fig. 9에 제시하였다.
추기공기유량이 없고 공기과잉율이 약 5 경우 일 화염은 연료분사기 근처에 백청색의 형태의 작은 크기로 분포됨을 볼 수 있다. 그러나 추기 공기유량이 0.027과 0.048로 추기공기를 뽑아낼 경우 화염은 적색으로 보다 넓게 분포하고 있음 을 알 수 있다.
Fig. 9 Flame photos with air excess ratio (air speed of 65 m/s)
화염소실한계는 추기공기유량이 0일 때 공기 과잉율이 약 15.58이며, 추기공기유량이 0.027, 0.048일 때는 각각 공기과잉율이 10.68, 8.16으로 감소된다. 이것은 추기공기를 연소기 입구에서 많이 배출할 경우 라이너 내부의 공기 유속이 설계점 이하로 점차 줄어들게 되어 공기와 연료 의 혼합특성이 저하 되며, 화염이 점차 불안정하 게 되는 요소로 작용되는 것으로 판단된다. 결국 추기공기의 증가는 화염불안정의 요인으로 작용 하여 희박연소한계의 영역이 점차 줄어들게 된다.
4. 결 론
1) 화염가시화 결과, 가스터빈 연소기 내부의 화 염 특성을 잘 이해할 수 있었다.
2) 공급공기의 유량을 변화시키면서 같은 공기공 급량에 대한 공기과잉율을 변화시켜 실험한 결과, 점화는 공기과잉율 6에서 안정한 점화 를 보였고 연소기 공기 유입속도 약 55 m/s 와 약 70 m/s에서 가장 높은 점화영역을 보 였다.
3) 화염특성 시험결과, 화염안정성은 연소기 유
입속도가 커질수록 희박화염소실한계는 넓어 짐을 알 수 있었고, 연소기 유입 공기속도가 약 65 m/s에서 가장 큰 화염소실한계를 보였 다. 추기공기가 없을 경우 연소기 입구 공기 속도가 60～65 m/s일 경우 희박연소한계는 공기과잉율 약 15정도이나 추기공기가 있을 경우 희박연소한계는 공기과잉율 9로 줄어들 어 화염이 불안정해짐을 알 수 있다.
후 기
동 연구는 지식경제부 한국형헬기 민군겸용구 성품개발사업(KARI주관) 위탁연구결과 중 일부 임. 이 논문은 국토해양부의 하늘 프로젝트로 지 원되었습니다.
참 고 문 헌
1. 이동훈, 이강엽, 전승배, 양수석, 고영성, 최 성만, “지상용 가스터빈 주동력장치(PPU) 연 소기의 개발과 시험평가,” 한국항공우주공학 회지, 제33권, 제8호, 2005, pp.111-112 2. 최성만, 전승배, 민성기, “환형역류 연소기의
점화특성연구,” 한국항공우주학회 추계학술 발표회 논문집, 1998, pp.186-190
3. 최채홍, APU 가스터빈 연소기 심플렉스 연 료노즐의 분무특성 연구, 전북대학교 항공공 학 석사학위 논문, 2009
4. Lefebvre, A. H., Gas Turbine Combustion, McGraw-Hill, 1983
5. Lefebvre, A. H., Atomization and Sprays, Hemisphere Publishing, 1989
6. 최성만, 전승배, 민성기, “가스터빈 연소기 점화성능 시험연구,” 제6회 항공기 개발기술 심포지움, 국방과학연구소, 1998. 10, pp.181-190
