• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.20 no.6
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• pp.46-53
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• 2016

It is required to predict a limit cycle amplitude controlled by system's nonlinear behavior as well as an eigen-frequency and initial growth rate of instabilities under the linear motions, in order to fully understand combustion instabilities in a lean premixed gas turbine combustor. Special focus of the current work is placed on the limit cycle amplitude prediction using flame describing function(FDF) where the ratio of a heat release fluctuation to a given flow perturbation is expressed as a function of frequency and amplitude. In this study, the CFD modeling work based on RANS is carried out to obtain FDF, which makes that the nonlinear thermo-acoustic model is successfully developed for predicting the limit cycle amplitude of the combustion instability.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.89-92
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• 2011

The modeling of thermodynamic non-idealities and transport anomalies is a crucial prerequisite to realistically simulate the mixing and combustion processes of liquid propellants injected above critical pressures. This study has developed a specific set of subroutines to calculate the thermodynamic and transport properties based on the generalized cubic equation of state (EoS) in a coupled manner with the standard chemical kinetics packages (Chemkin). The existing flamelet analysis code is extended with the real-fluid package and applied to numerical investigation of local flame structures of kerosene and liquid oxygen at high pressure conditions relevant to the actual rocket engines.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.244-245
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• 2003

고체나 액체 추진로켓에 비하여 하이브리드 추진 시스템은 작동조건의 안정성과 안전함등의 많은 장점을 가지고 있다. HTPB와 같은 고체연료는 제작 및 저장, 운송 그리고 장착상의 안정성을 가지고 있으며 하이브리드 로켓의 고체연료로의 산화제의 유입을 제어하면서 추력의 변화와 엔진내부의 연소중단과 재 점화를 용이하게 할 수 있다. 이러한 이유로 인하여 하이브리드 엔진은 좀 더 경제적인 장치로 기대를 모으고 있다. 그러나, 기존의 하이브리드 로켓 엔진은 고체 추진 로켓에 비하여 낮은 연료 regression 율과 연소효율을 가지는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하고 요구되어지는 추력값과 연료유량을 증가시키기 위하여 고체연료의 표면적을 증가시킬 필요가 있다. 기존의 하이브리드 엔진에서는 연료 그레인에 다수의 연소포트를 만들어 표면적을 증가시켰으나 이는 비 활용 공간의 증가와 추진제의 질량 및 체적분율의 상당한 감소를 초래한다. 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 엔진에서 연료의 regression 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression율을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 대하여 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression율을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, soot의 생성 및 산화과정, soot 입자 및 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 연소과정에서 생성되는 soot 입자로부터의 복사 열전달, 그리고 고체연료 열 분해시 표면반응들은 고체연료의 regression율에 큰 영향을 미친다. 특히 고체연료의 난류화염면의 위치와 폭, 그리고 비 예혼합 난류화염장에서 생성되는 soot의 체적분율의 예측은 난류연소모델, 열전달 모델, 그리고 regression율 모델에 의해 크게 영향을 받기 때문에 수치모델의 예측 능력 향상시키기 위하여 이러한 물리적 과정을 정확히 모델링해야 할 필요가 있다. 특히 vortex hybrid rocket내의 난류연소과정은 아래와 같은 Laminar Flamelet Model에 의해 모델링 하였다. 상세 화학반응 과정을 고려한 혼합분율 공간에서의 화염편의 화학종 및 에너지 보존 방정식은 다음과 같다. 화염편 방정식과 혼합분률과 scalar dissipation rate의 관계식을 이용하여 혼합분률과 scalar dissipation rate에 따른 모든 reactive scalar들을 구하게 된다. 이러한 화염편 방정식들을 mixture fraction space에서 이산화시켜서 얻은 비선형 대수방정식은 TWOPNT(Grcar, 1992)로 계산돼 flamelet Library에 저장되게 된다. 저장된 laminar flamelet library를 이용하여 난류화염장의 열역학 상태량 평균치는 presumed PDF approach에 의해 구해진다. 본 연구에서는 강한 선회유동을 가지는 Hybrid Rocket 연소장내의 난류와 화학반응의 상호작용을 분석하기 위하여 Laminar Flamelet Model, 화학평형모델, 그리고 Eddy Dissipation Model을 이용한 수치해석결과를 체계적으로 비교하였다. 또한 Laminar Flamelet Model과 state-of-art 물리모델들을 이용하여 선회 유동을 갖는 하이브리드 로켓 엔진의 연소 및 Soot 생성 및 산화과정을 살펴보았으며 복사 열전달이 고체 연료 표면의 regression율에 미치는 영향도 살펴보았다. 특히 swirl강도, 산화제의 유입위치 그리고 선회유동의 형성방식이 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 상세히 해석하였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 2015.12a
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• pp.107-108
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• 2015

The acoustic optimization of a swirl coaxial jet injector mounted upstream a combustion chamber is investigated to tackle combustion instabilities. The least damped modes are extracted with the help of the dynamic mode decomposition (DMD). The sensitivity of the heat release perturbation to the velocity perturbation for the second longitudinal mode is investigated by combining the Crocco's equation and the inhomogeneous wave equation and computing the flame transfer function (FTF). DMD and FTF results agree in terms of the optimized injector length.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.16 no.6
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• pp.32-40
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• 2012

For predicting eigenfrequency and initial growth rate of combustion instabilities in lean premixed gas turbine combustor, linear thermoacoustic analysis model was developed in the current paper. A model combustor was selected for the model validation, which has well-defined inlet and outlet conditions and a relatively simple geometry, compared to the combustor in the previous works. Analytical linear equations for thermoacoustic waves were derived for a given combustion system. It was found that the prediction results showed a good agreement with the measurements, even though there was underestimation for instability frequencies. This underestimation was more obvious for a longer flame (i.e. wider temperature distribution) than for a shorter flame.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.21 no.5
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• pp.46-53
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• 2017

This paper deals with an acoustic model for a lean premixed gas turbine combustor composed of three stages: premixing chamber, nozzle and flame tube. Our model is given as an acoustic transfer function whose input is a heat release rate perturbation and output is a velocity perturbation at a flame location. We have shown that the resonance frequencies are functions of three round-trip frequencies of acoustic wave in each stage, and area ratios between stages. By analyzing poles of the acoustic transfer function, we could characterize resonant frequencies and their dependency on various system parameters of a combustor. It was found that our analytic findings match with existing numerical and experimental results in literature.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.13 no.2
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• pp.265-270
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• 1989

The present study considers the thermal structure variation in a porous medium caused by changing the most important radiative property of porous medium, absorption coefficient, as well as altering the physical dimension of porous medium and the equivalence ratio of premixed gas mixture. The radiation model was introduced as an unsteady differential form using the two-flux gray radiation model. The role of the conductive heat transfer through both gas phase and porous medium was found to be almost insignificant compared with that of the radiative heat transfer. The reaction zone shifted upstream and the flame thickness decreased as either the geometrical length of porous medium increased or the absorption coefficient decreased.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.22-22
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• 1999

교란에 대한 고체 추진제의 연소율의 반등에 대한 이해는 고성능 추진제를 설계하는데 매우 중요한 요소이다. 그 동안의 연구는 고체 추진제의 표면에서 발생하는 교란이 매우 작은 크기로 발생한다는 선형적인 가정을 사용하여 이론적인 응답 함수를 구하였다. 특히 실험실에서 행해지는 교란에 대한 추진제의 응답 함수를 구하기 위하여 이용한 비집촉식 교란 방법을 사용하였다. 이 경우 추진제 표면으로 전달되는 복사열 전달의 크기는 레이저에 의한 복사 일전달과 기체 영의 화염에 의한 열전달을 동시에 고려하여야 한다. 그러나 언급하였던 것처럼 대부분의 이론적 연구는 추진제 표면의 온도 구매가 단열인 것으로 가정하여 진행하였다. 이러한 가정을 기체 영역으로부터 추진제로 전달되는 열전달 량이 작은 점소화초기 등에서 타당한 가정이나, 기체 영역에서 연소가 활발하게 진행되는 경우에는 비합리적인 가정이다. 본 연구에서는. 추진제의 응축 영역에서 분포 화학 반응이 발생하여, 기체 영역에서 화학반응에 의한 연소가 진행되는 경우, 복사 열전달의 교란에 대한 추진제의 응답함수를 수치적으로 계산하였다. 이때 기체 영역에서 발생하는 연소 반응은 De Luca 등에 의하여 제안된 실험적 모델인 $\alpha$ $\beta$ ${\gamma}$ 화염 모델을 사용하였으며, 추진제 표면에서의 열전달 균형에 의한 경계 조건을 사용하였다. 그러나 외부로부터 입사되는 복사광 레이저와 기체 영역의 상호 간섭은 고려하지 않았다. 수치 계산에 의한 응답 함수의 특징은 단열 조건이 사용된 이론적 응답 함수에 비하여 낮은 값을 나타내었으며, 최대치를 보이는 주파수 영역도 이론 함수에 비하여 다른 값을 보여주고 있다.연구 분석 결과 기술적 문제점으로는 배기 가스온도가 낮은데 따른 출구 부분의 Bearing, Sealing이 문제가 될 수 있다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.61-65
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• 2005

In HTPB/AP propellants, zirconium(Zr) addition to formulation was shown to be less specific impulse than aluminum(Al) by the theoretical calculation because of the lower flame temperature and higher molecular weight of Zr oxide. It was found that the burning rate was faster with the finer size of Zr and the more content of $2{\mu}m$ Zr the faster burning rate is in HTPB/AP/Zr propellants caused by the more conduction energy transfer from Zr flame to the burning surface. Also the burning rate of HTPB/AP/Zr propellant could be reduced by addition of 150nm Al, depending on AP size distribution in formulation with Butacene and $1{\mu}m$ AP.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2004.11a
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• pp.1341-1346
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• 2004

Detailed flame structures of the opposed flames formed for different oxidant compositions are studied numerically. The detailed chemical reactions are modeled by using the CHEMKIN code. Only the $CO_{2}$ and $H_{2}O$ are assumed to participate by absorbing the radiative energy while all other gases are assumed to be transparent. The discrete ordinates method and a narrow band based WSGGM with a gray gas regrouping technique are applied for modeling the radiative transfer through non-homogeneous and non-isothermal combustion gas mixtures generated by the opposed flow flames. The results show that the different radiation model can cause different results for flame structures and the WSGGM with gray gas regrouping is successful in modeling the opposed flames with non-gray gas mixture. The results also show that a reasonable information on the flame structure can be obtained from the modeling by considering different chemical compositions of the oxidant.