• 한국항공우주학회지
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• 제46권7호
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• pp.567-574
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• 2018

스월은 연료의 후퇴율 증가뿐 아니라 연소 압력의 진동을 감소시키며, 하이브리드 로켓의 연소안정화에 기여하는 것으로 알려져 있다. 따라서 스월 산화제 분사에 의한 주연소실 내부의 유동 구조의 변화를 이해하고 연소안정화의 물리적 과정을 실험적으로 연구하였다. 결과에 의하면, 스월은 주연소실의 유동 구조를 변화시켜 후연소실의 500Hz 대역 p'과 q'의 발생을 억제할 뿐 아니라 두 진동의 위상차를 변화하여 상호결합(coupling)에 영향을 주고 있음을 확인했다. 또한 후연소실 화염 가시화를 통하여 스월에 의한 선회운동량의 증가로 와류발생과 흘림 등이 변화하여 연소안정화에 기여하는 것으로 분석됐다.

• 한국항공운항학회지
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• 제23권4호
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• pp.1-5
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• 2015

In this work, a study was conducted to investigate the effect of diaphragm thickness on the regression rate of the hybrid rocket motor. To observe the flow pattern and the recirculation zone, visualizations of combustion chambers with different diaphragm thickness (5mm, 10mm) were performed. It was found that the case with 5 mm thickness had a larger recirculation zone and therefore, had a higher regression rate than the case with 10mm thickness due to the increased residence time and heat transfer toward the fuel surface. Finally, it was concluded that the thickness of diaphragm can be a critical parameter for the enhancement of the regression rate.

• 한국추진공학회지
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• 제20권3호
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• pp.17-24
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• 2016

본 연구에서 리세스가 있는 기체수소/액체산소 2차원 동축 전단 분사기에 대해 연소해석을 수행하였다. 이상기체와 실제기체 상태방정식을 이용한 정상상태 난류연소에 대해 표준 ${\kappa}-e$ 모델과 층류 화염편 모델이 선택되었다. 리세스 길이가 증가할수록 연소실 내 재순환의 크기가 커지고 와도가 강해졌다. 또한, 온도, 연소생성물, 압력의 변화가 리세스 길이에 큰 영향을 받았다. 해석된 결과들은 리세스가 있는 분사기에 의해서 효과적인 연소기를 얻을 수 있음을 보여주었다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권2호
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• pp.79-85
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• 2007

Polyethylene-GOX (PE-GOX) 조합의 추진제를 사용하는 하이브리드 모터의 성능 예측 모델을 제시하였다. 성능에 영향을 미치는 인자들에 대해 자세한 고찰이 이루어 졌으며, 연료의 후퇴율과 산화제 조절 밸브의 개폐 응답 특성을 고려한 비정상 지배방정식을 구성하고 연소 중 O/F(산화제/연료)비에 따라 변화하는 열역학 데이터를 고려한 4차 Runge-Kutta 수치기법으로 해를 구하여 실험결과와 비교하여 잘 일치함을 확인하였다. 또한 연소 중 그레인의 후퇴율과 O/F비등의 성능 변수들의 영향을 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.797-802
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• 2017

본 연구에서는 하이브리드 추진기관 설계에 중요한 변수인 스케일에 따른 연소특성을 분석하였다. Blow-down 시스템을 사용하는 $LN_2O$/PE 추진제 조합에 대하여 분석을 수행하였으며 현존하는 스케일 관계식을 이용한 스케일 변화에 따른 평균 후퇴율의 변화는 크지 않음을 확인하였다. 특성배기속도 효율은 스케일이 커짐에 따라 증가함을 확인하였다. 그러나 특성배기속도 효율은 후방연소실의 형상 등 복잡한 변수가 포함되어 있어 단순한 스케일의 변화에 따른 영향이라고 단정할 수 없다고 판단된다. 이에 특성속도효율 및 국부적인 후퇴율 예측에 관한 하이브리드 로켓 스케일 관계식에 관해서는 확정적인 결론을 도출하기 어려울 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.139-146
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• 2021

하이브리드 로켓 연소에서 산화제 스월 분사는 회전방향 속도성분이 경계층 유동에 영향을 미쳐 연소안정화에 기여한다. 그러나 스월 강도가 증가할수록 연소성능을 과도하게 변화시키는 문제점이 나타난다. 따라서 참고문헌[7]의 삽입연료와 함께 사용하여 연소성능 변화를 최소화 하면서 연소불안정 억제를 시도하였다. 이를 위해, 일련의 실험을 계획하여 스월 강도와 삽입연료 위치를 변화하며 연소불안정의 발생과 연소성능 변화를 관찰하였다. 실험결과, 스월 각 6°, 삽입연료 위치 310 mm 조합에서 연소불안정이 억제되었으며 연소압력, O/F 비 그리고 연료 후퇴율 등의 변화가 최소인 것으로 확인하였다. 또한 고주파수 대역의 압력진동(p')와 열방출진동(q')의 위상차가 π/2로 음의 결합을 형성하도록 연소조건을 유지하는 것이 저주파수 연소불안정 발생을 억제하는 필요충분조건임을 재확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.239-242
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• 2008

원통형 형상의 연료 그레인을 적용한 하이브리드 추진 시스템에서 연료포트 초기 직경에 따른 연소특성을 고찰하였다. 산화제에 따라 달라지는 연료포트 직경에 따른 연소특성 변화를 알아보고자 산화제로는 GOX와 $GN_2O$를 적용하였고, 고체연료로는 PE를 적용해 실험을 수행하였다. 동일 산화제 유량에서 산화제와 상관없이 고체연료의 초기 포트직경이 커짐에 따라 연소량이 감소함을 확인했고, 산화제로 $GN_2O$를 적용한 경우가 산화제로 GOX를 적용한 경우보다 연료포트 초기 직경에 따른 연소량 차이가 줄어듦을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권7호
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• pp.573-580
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• 2021

파라핀 왁스는 높은 후퇴율 때문에 하이브리드 로켓의 연료로 많은 각광을 받고 있다. 하지만 파라핀 연료의 연소에서도 비정상적인 저주파수 연소압력 진동이 관찰되고 있는데, 이는 연료 표면에 형성된 액체층과 액적의 유입과 관련이 있는 것으로 추론된다. 본 연구는 액적에 의한 추가적 연소와 저주파수 연소불안정 발생과의 관계를 분석하였다. 한편, 액적의 발생은 관성력과 액체의 표면장력의 비로 정의되는 We수(Weber Number)와 액체층의 Re수(Reynolds Number)에 따라 변화하는 것으로 알려져 있다. 따라서 일차적으로 실험실 규모의 로켓을 사용하여 We수에 따른 연소불안정의 발생여부를 관찰하였다. We수의 조절은 산화제 유량 변화를 통한 관성력의 변화와 LDPE(Low Density Polyethylene) 첨가에 의한 표면장력의 변화를 통해 시도하였다. 저주파수의 연소불안정의 발생은 특정한 We수 이상에서만 관찰되었고 임계 We수가 존재하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.264-270
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• 2008

하이브리드 로켓 고체 연료의 연소율(Burning Rate)을 묘사하는 후퇴율은 연료 유속, 산화제 유속과 더불어 연료길이의 함수로 나타내어지나 일반적으로 가장 영향이 큰 산화제 유속만의 함수로 모델링된다. 그러나 이는 연료가 갖고 있는 고유의 열화학적 특성에 대한 영향이 내포되어 있지 않아 다양한 연료에 대한 공통된 관계를 나타내기 어렵다. 본 연구에서는 고체연료의 열화학적 특성과 연소에 따른 공기역학적 특성이 고려된 물질전달수(B Number)를 도입하여 다양한 연료에 공통으로 사용될 수 있는 연소율 관계식을 제시하고, 물질전달수 내의 공기역학적 특성의 영향을 분석하였다. 물질전달수와 산화제 유속의 함수로 표현된 연소율 식은 고정된 실험 지수항과 상수항으로 PMMA, PP 및 PE의 연소율을 모두 묘사할 수 있었고, 연소율 관계식에서 B Number에 내포된 공기역학적 효과는 미미하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권3호
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• pp.61-67
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• 2017

본 연구에서는 VOF 기법을 이용하여 3D 그레인 형상의 연소표면적을 계산하는 프로그램을 개발하고 연소표면적 결과를 이용하여 내탄도 성능해석을 수행하였다. 연소표면적 계산 수행 시 격자 크기, 난류화염속도, 단위 계산시간을 기초로 한 매개변수의 의존성을 확인하고, 상용 3D 모델링 소프트웨어를 이용하여 산출한 면적 결과와 비교하였다. 개발 프로그램으로 산출한 연소표면적 결과를 바탕으로 고체로켓모터의 내탄도 해석을 수행하였다. 임의의 추진제 조성으로 화학평형을 계산하고 시간에 따른 연소표면적 및 모터 내부 압력을 예측하였다. 웹(web) 연소 동안 평균 압력은 5.34 MPa 으로 기존 연구 결과와 약 20%의 차이를 보였다.