Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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2009.11a
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pp.526-529
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2009
In this study, we analyze the characteristic of burning classified by a propellant according to a flux of an oxidizer to analyze propellant regression distance in accordance with a thrust control and burning time of hybrid rocket using hybrid combustor of Lab-Scale. To control a flux of an oxidizer, we design flow control system to regulate the mount of opening and shutting of a needle valve by a driving of stepping motor by a combination the needle valve with stepping motor. We derive the relationships between mass flow rate and regression rate according to a propellant through the oxidizer flux change. While doing the thrust control, we estimate regression distance through the oxidizer flux in accordance with thrust and confirm the creditability through the actual thrust control burning experimentation.
Yeji Kim;Gyeong-Han Lee;Sang Min Choi;Sang-Woo Kim;Soo-Yong Lee
Journal of Aerospace System Engineering
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v.18
no.4
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pp.109-116
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2024
The validity of the analysis results was confirmed based on the insulation test results, and the vaporization mass generated in the common bulkhead was calculated to evaluate the common bulkhead propellant tank's insulation performance. The analysis results were validated by comparing the transient heat transfer analysis with the insulation test results. A transient heat transfer analysis was subsequently conducted on the common bulkhead propellant tank, considering the internal heat conduction in the propellant tank and natural convection heat transfer due to the outside air. This analysis extracted the heat flux generated in the common bulkhead and quantified the vaporization mass, a key indicator of insulation performance. Consequently, the vaporization mass was calculated at 0.09 kg, below the insulation design standard of 0.12 kg for the common bulkhead propellant tank, confirming it meets the insulation performance standard.
Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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v.16
no.11
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pp.2169-2180
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1992
Solid propellant combustion is investigated for its response to several imposed pressure histories. For this purpose, it is assumed that combustion takes place in a premixed gas evaporated from a uniform melt of solid propellant. One-dimensional unsteady problem is than numerically solved for a pressure coupling, with a steady state as an initial state. The results in response to pressure of finite sinusoidal waves show that unsteady mass fluxes are sometimes quite different from those predicted by the classical quasisteady burning law of Vieile. In addition, abnormal mass flux excursions are captured for a large pressure exponent and a lower melting point.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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2007.11a
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pp.243-247
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2007
Fuel mass flux was experienced with a function of the oxidizer mass flux using initial port area of solid fuel, in stead of regression rate correlation which shows combustion characteristic in hybrid propulsion. The burning rate could be easily obtained by using the oxidizer mass flux of initial port area without iteration, and fuel configuration could be designed simply. In this experiments PE was used as fuel, COX was used as oxidizer. A variation of mass flux of solid fuel with port area is considered by changing the burning time. In the case of approximate 0.5 for an exponent of oxidizer mass flux, using the fuel mass flux correlation is more suitable than regression rate correlation in hybrid propulsion.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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2004.03a
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pp.528-531
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2004
For a simple one-dimensional ignition problem a mathematical model is described to investigate the difficulties in numerical simulations. Some computation results are obtained and comparison is made with analytical solution. Discussions are made on topics such as 1) coordinate transformation, 2) gas-phase and solid-phase analysis; (divergence form of the governing system, a finite-volume discretization, implicit time integration, upwind split flux, spatial accuracy improvement are described. Mass, reagent mass, and energy conservations are solved.), and 3) method to determine quantities on the burning surface (matching). Results obtained for small values of the non-dimensional pressure show a steady-combustion and good agreement with the analytical solution. Numerical instability appeared for larger values of the pressure, discussion on the cause of the problem is made. This effort is a part of a study of flame spread phenomena on solid propellant surface.
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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v.22
no.1
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pp.28-35
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2018
In order to analyze the flammability limit and structure of the gaseous methane-gaseous oxygen diffusion flame formed through a shear coaxial injector, combustion experiments were carried out according to the condition of injector recess and propellant mass-flow rate. As a result, it was confirmed that stable anchored flame was observed even at the high oxygen Reynolds number as the propellant momentum flux ratio increased, and that the recess had no significant influence on the flame shape and flammability limit. The anchored flame visualized through a chemiluminescence showed the maximum OH radical emission intensity at a specific position, irrespective of the propellant injection condition, and the radical intensity was greatly reduced by the injector recess.
Solid propellant gas generators (SPGG) play a role as a turbopump starter in liquid propellant propulsion systems by supplying pressurized gas to power turbines for engine start. For such a purpose, the propellants should burn with a relative low flame temperature and the combustion gas should not contain corrosive constituents such as chlorine compounds. In accordance with these requirements, stabilized AN-based propellants have been usually used as the most appropriate oxidizer for propellant compositions. However, the burning area of the propellant intends to increase to satisfy the required mass flux because of its low burning rate. Consequently the burning area incensement brings on the SPGG size augmentation. A flow restriction such as filters is applied to decrease the SPGG size by rising up the combustion pressure resulting in increasing the burning rate. The feasibility of the size reduction of SPGG by the employment of filters have been studied. The preliminary results of this study show that the considerable reduction of SPGG size would be achievable just by installing a filter with relatively high pressure loss coefficient.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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2008.03a
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pp.260-265
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2008
A numerical scheme for solid propellant rocket has been studied using preconditioning method to research unsteady combustion processes for the double-base propellant with a converging-diverging nozzle. The Navier-Stokes equation is solved by dualtime stepping method with finite volume method. The turbulence model uses a shear stress transport modeling. The species equation follows up the method of Xinping WI, Mridul Kumar and Kenneth K. Kuo. A preconditioned algorithm is applied to solve incompressible regime inside the combustor and compressible flow at nozzle. Mass flux was evaluated using modified advective upwind splitting method. The simulated result the comparison a fully coupled implicit method and a semi implicit method in terms of accuracy and efficiency. This report shows the result of solid rocket propellant combustion.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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v.y2005m4
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pp.203-207
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2005
An experimental study was carried out to investigate the effect of film cooling in the thrust chamber of liquid rocket using LOx and Kerosene as propellant. The heat fluxes were obtained from the measured wall temperature to the axial direction of thrust chamber for different type of coolant, the various O/F ratio, mass flow rate and the location of the film cooling injector. A thin wall combustion chamber and nozzle were used to obtain the heat flux.
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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v.21
no.4
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pp.79-88
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2017
Ignition test of the fuel-rich propellant coated with ignition support material in the ramjet combustor condition was conducted. Ignition delay and flame holding was measured. Fuel grain consist of HTPB mixed with AP particle 15 wt.%, Al particle 5 wt.%. To cause the short ignition delay, ignition support consist of $NC/BKNO_3$ and composite propellant was coated to the fuel grain. Ethanol blended $H_2O_2$ gas generator control the temperature, pressure, $O_2$ concentration in the oxidizer gas in the air. Gas is supplied with mass flux of $200kg/m^2s$. Through the test ignition support operated well and ignition delay of 0.6 second and the Flame was sustained.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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