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세대 우주추진 시스템으로 활용하기 위해 하이브리드 로켓에 대한 연구가 진행되고 있다. 추진기관의 개발에서 연소 불안정성을 제어하는 것은 시스템의 안정성을 확보하는 것에 있어 매우 중요하다. 이전의 연구에서 하이브리드 로켓 후연소실 기학학적 형상이 저주파수 연소불안정 발생과 관련이 있음이 보고되었다. 이에 따라 직접 화상 기법과 화학 발광 기법을 통해 저주파수 연소 불안정성에 의한 후연소실 내부의 유동과 연소 특성 분석을 진행하였다. 저주파수 연소불안정이 발생하는 것이 확인 된 후연소실 형상에 가시화를 도입하여 관측한 이미지를 Proper Orthogonal Decomposion (...

세대 우주추진 시스템으로 활용하기 위해 하이브리드 로켓에 대한 연구가 진행되고 있다. 추진기관의 개발에서 연소 불안정성을 제어하는 것은 시스템의 안정성을 확보하는 것에 있어 매우 중요하다. 이전의 연구에서 하이브리드 로켓 후연소실 기학학적 형상이 저주파수 연소불안정 발생과 관련이 있음이 보고되었다. 이에 따라 직접 화상 기법과 화학 발광 기법을 통해 저주파수 연소 불안정성에 의한 후연소실 내부의 유동과 연소 특성 분석을 진행하였다. 저주파수 연소불안정이 발생하는 것이 확인 된 후연소실 형상에 가시화를 도입하여 관측한 이미지를 Proper Orthogonal Decomposion (POD)를 통하여 분석하였다. 이를 통해 저비용 단순한 실험 기구로 하이브리드 로켓 저주파수 연소불안정에 관련된 후연소실 내부 유동 및 연소 특성을 대략적으로 관측, 분석할 수 있음을 확인하였다. 압력 섭동과 광도로 나타나는 열 방출이 동상의 특성을 나타내는 것을 확인하였고 이는 압력 섭동이 열 방출에 반응하는 형태로 나타난다. 또한, POD를 통하여 저주파수 연소불안정이 발생하였을 때 나타나는 공간 분포를 유동 및 연소 특성에서 확인하였다. 이는 상하 대칭인 후연소실 형상과는 다르게 상하로 긴 구조, 혹은 좌우 대칭적인 분포를 가지며 시간에 따라 대칭축이 앞뒤로 회전하는 듯한 거동을 나타낸다. 이런 특성은 Benard von Karman(BVK) 불안정성과 같은 큰 구조를 가지는 유동 불안정성으로 판단된다. 대칭축이 다른 분포는 연소 특성 분석에서도 관측되었으며 이와 같은 연소 반응 분포가 유동 특성에 영향을 주어 큰 유동 불안정으로 발달되는 것으로 추정된다. 추가적으로, 하이브리드 로켓 엔진 주연소실 내부 유동에 관한 수치 해석적인 연구가 진행되었다. 선회유동은 많은 연소시스템에서 유동 안정화를 위해 사용되고 있다. 이에 착안하여 저주파수 연소 불안정에 선회유동이 끼치는 영향을 연구하였다. 주연소실 내부 유동 변화는 후연소실에서의 유동 및 연소 특성에 영향을 끼칠 것으로 예상되기에 선행적으로 축방향으로 유입되는 선회유동과 벽면에서 수직으로 유입되는 연료 기화 유동의 상호작용을 분석하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Hybrid rocket engines is under development with the expectation of establishing alternate space propulsion system. Controlling the low frequency instability(LFI) is an important field of study to secure the safety of the system. Preciously, geometrical configuration of the post chamber is found to b...

Hybrid rocket engines is under development with the expectation of establishing alternate space propulsion system. Controlling the low frequency instability(LFI) is an important field of study to secure the safety of the system. Preciously, geometrical configuration of the post chamber is found to be closely related to the LFI initiation. Visualization of the flow field inside the post chamber of hybrid rocket has been done with direct imaging and chemiluminescence technique to understand the change in flow and combustion dynamics caused by LFI existence. Additional experiments with visualization was conducted to the previously found cases of instability occurred experiments configurations. The simple inexpensive methods with Proper Orthogonal Decomposition (POD) analysis confirmed its capability of capturing interesting flow and combustion dynamics at reduced accuracy. In-phase like behavior between the pressure oscillation and unsteady heat release approximated by luminosity has been found with combustion leading characteristics. LFI specific flow field and local heat release distribution was found. The LFI specific distribution is consisted of vertically long structures, or vertical axis of symmetry which is unexpected considering the horizontally symmetric geometry of the post chamber. In mode dynamic analysis the rotating motion of axis of symmetry was found and is suggested to be related to large scale flow instability such as Benard von Karman (BVK) instability. Change in combustion characteristics showed that the combustion region is moved from shear layer zone to arbitrary area within the post chamber as instability is initiated. This break of symmetry in local heat release distribution seems to alter the flow characteristics which is developed into large scale instability. Additional work was conducted on the combustion chamber of the hybrid rocket engine via numerical simulation. Swirl is commonly used to stabilize the flow while also enhancing the mixing characteristics in other combustion systems. The effect of the swirl on the LFI occurrence is an interesting topic and preliminary study was conducted to build a basis for further study. The change in flow dynamics in combustion chamber would affect the combustion and flow dynamics within the post chamber. Preliminary study focuses on the vortical interaction between the swirling inlet flow and the wall blowing, representing the fuel evaporation.

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