회전분무시스템을 적용한 가스터빈연소기의 점화특성을 연구하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 연료분사는 연료를 회전연료노즐의 내측에 공급한 후, 고속모터로 회전하는 연료노즐에서 발생하는 원심력을 이용하여 분사되는 방식을 이용하였다. 실물크기의 연소기 및 시험리그를 제작하여 한국항공우주연구원의 연소시험설비를 이용하여 대기압 조건에서 연소시험을 수행하였다. 시험결과 이 연소기의 점화성능은 연료노즐의 회전속도를 증가하거나 감속할 경우 연소가스의 온도가 급격하게 변화되는 특성이 있음을 알 수 있었다.
An experimental study was performed to understand ignition characteristics of gas turbine combustor with rotating fuel injection system. Liquid fuel applied to the inner surface of rotating fuel nozzle which was driven by high speed electrical motor is flung away by centrifugal forces. The real scale combustor and test rig was manufactured and tested under atmospheric condition in KARl combustion test facility. From the test results, this combustor ignition characteristics are highly dependent upon fuel nozzle rotating speed. Futhermore, combustor exit gas temperature was rapidly changed by increasing or decreasing the fuel nozzle rotating speed.
