한국항공우주학회지 (Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences)

  • 제32권10호
  • /
  • Pages.93-101
  • /
  • 2004
  • /
  • 1225-1348(pISSN)
  • /
  • 2287-6871(eISSN)
한국항공우주학회 (The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences)
권호 표지
DOI QR코드

DOI QR Code

액체 로켓엔진에서 선형 연소 불안정 해석을 이용한 연소 안정한계 곡선 계산

Calculation of Combustion Stability Limits Using Linear Stability Analysis in Liquid Rocket Engines

  • 손채훈 (조선대학교 항공우주공학과) ;
  • 문윤완 (한국항공우주연구원 엔진그룹) ;
  • 허환일 (충남대학교 항공우주공학과)
  • 발행 : 2004.12.01
PDF 다운로드
⟨ 이전 논문 다음 논문 ⟩

초록

액체 로켓엔진에서 발생하는 고주파 연소 불안정성을 예측하기 위해 선형 안정한계를 계산하는 방법을 연구하였다. 기존의 선형이론에 근거하여 유도된 선형 안정한계를 나타내는 안정한계 식을 채택하였으며, 그 식을 구성하는 각각의 항을 정량적으로 평가하는 방안들이 제시되었다. 안정한계 계산에 필요한 열-화학 물성치와 유동 변수를 열역학적 평형계산과 CFD 해석 및 실험 결과로부터 평가하는 구체적 절차들을 상세히 제시하였다. 실제 로켓엔진으로서 시험 데이터가 확보되어 있는 KSR-III 로켓엔진에 대해서 제시한 방법을 적용하여 안정한계 곡선을 구하였다. 계산결과는, 해당 엔진에 대해 정량적으로 타당한 안정한계 곡선을 보여주었다. 이를 토대로 해당 엔진의 안정성 특성을 분석하였다. 본 연구에서 제시된 선형 안정한계 계산 방법은 진정한 예측의 1차적 근사로서 활용할 만한 가치가 있으며, 엔진 개발 초기에 근사적으로 안정성 경향을 분석하기에 유용할 것이다.

A method to calculate stability limits is investigated to predict the characteristics of high-frequency combustion instability in liquid-propellant rocket engine. It is based on the theory of linear stability analysis proposed in previous works and useful to predict combustion stability at the beginning stage of engine development. The system of equations governing reactive flow in combustor has the simplified and linearized forms. The overall equation expressing stability limits is adopted. The procedures to evaluate quantitatively each term included in the equation are proposed. The thermo-chemical properties and flow variables required in the evaluation can be obtained from calculation of thermodynamic equilibrium, CFD results, and experimental test data. Based on the existent data, stability limits are calculated with actual rocket engine (KSR-III rocket engine). The present calculations show the reasonable stability limits in a quantitative manner and the stability characteristics of the engine are discussed. The prediction from linear stability analysis could be serve as the first approximation to the true prediction.

키워드

참고문헌

  1. G. P. Sutton, Rocket Propulsion Elements, 6th ed., John Wiley & Sons, Inc., New York, 1992.
  2. D. J. Harrje and F. H. Reardon (eds.), Liquid Propellant Rocket Instability, NASA SP-194, 1972.
  3. V. Yang and W. E. Anderson (eds.). Liquid Rocket Engine Combustion Instability, Vol. 169, Progress in Astronautics and Aeronautics, AIAA, Washington, DC, pp. 215-246, 1995.
  4. C. H. Sohn, S. H. Chung, J. S. Kim, and F. A. Williams, "Acoustic Response of Droplet Flames to Pressure Oscillations," AIAA Journal, Vol. 34, No.9, pp. 1847-1854, 1996. https://doi.org/10.2514/3.13317
  5. J. S. Kim and F. A. Williams, "Acoustic - Instability Boundaries in Liquid-Propellant Rockets: Theoretical Explanation of Empirical Correlation," Journal of Propulsion and Power, Vol. 12, No.3, pp. 621-624, 1996. https://doi.org/10.2514/3.24081
  6. I. Dubois and M. Habiballah, "Numerical Simulation of High Frequency lnstability in an Oxygen/Hydrogen Rocket Engines," AIAA Paper 91-1860, June 1991.
  7. Y. M. Kim, C. P. Chen, J. P. Ziebarth, and Y. S. Chen, "Prediction of High Frequency Combustion lnstability in Liquid Propellant Rocket Engines," AIAA Paper 92-3763, June 1992.
  8. A. Osherov and B. Natan, "Combustion Instability in a Small Liquid Rocket Motor," The Aeronautical Journal, Vol. 103, No. 1023, pp. 245-252, 1999. https://doi.org/10.1017/S0001924000027913
  9. 손채훈,설우석,이수용,김영목,이대성, "액체 로켓엔진에서 연소 안정화기구의 적용 효과", 한국항공우주학회지, 제31권, 6호, pp. 79-87, 2003.
  10. L. Crocco, "Theoretical Studies on Liquid-Propellant Rocket Instability," Tenth Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute, Pittsburgh, PA, pp. 1101-1128, 1965.
  11. L. Crocco, J. Grey, and D. T. Harrje, "Theory of Liquid Propellant Rocket Combustion Instability and Its Experimental Verification," ARS Journal, Vol. 30, No.2, 1960.
  12. 조남경, 한국항공우주연구원 Design Note 추성-01-001, 2003.
  13. CFD-ACE-GUI Modules Manual, Ver. 2003, CFDRC, 2003.
  14. 문윤완,손채훈,김영목, "Split-triplet 분사기를 장착한 액체 추진제 로켓엔진의 연소특성 해석", 한국추진공학회지, 제5권, 제3호, pp.41-51, 2001.
  15. 하성업,손채훈,설우석, 한국항공우주연구원 Test Note 엔진-01-009, 2001.
  16. 김승한 외 6인, "KARI 연소시험설비(RETF)에서의 액체로켓엔진 성능시험", 제3회 우주발사체 심포지움, pp. 25-30, 3. 2002.
  17. L. Crocco and W. A. Sirignano, Behavior of Supercritical Nozzles under Three- Dimensional Oscillatory Conditions, AGARDograph No. 117, 1967.