[학위논문]로켓엔진 연소기의 연소불안정 평가 및 연소불안정 분석 기법의 적용 연구 Evaluation of Combustion Instability in a Rocket engine and Application of Combustion Instability Analysis method원문보기
로켓 엔진 연소 사이클 중에서 다단 연소 사이클은 사이클 손실을 감소시키고 효율이 뛰어나 지만 연소불안정에 취약한 문제가 있다. 지난 수 십 년간, 고성능 액체 로켓엔진의 성능을 개선시키는 연구가 진행되면서 연소불안정에 대한 문제는 꾸준히 나타났고, 여전히 연구가 활발히 진행되고 있다. 연소불안정 분석 분야에서 분사기는 반파장 ...
로켓 엔진 연소 사이클 중에서 다단 연소 사이클은 사이클 손실을 감소시키고 효율이 뛰어나 지만 연소불안정에 취약한 문제가 있다. 지난 수 십 년간, 고성능 액체 로켓엔진의 성능을 개선시키는 연구가 진행되면서 연소불안정에 대한 문제는 꾸준히 나타났고, 여전히 연구가 활발히 진행되고 있다. 연소불안정 분석 분야에서 분사기는 반파장 공명기의 역할을 하며, 로켓엔진의 연소안정성 확보에 가장 큰 영향을 미치는 인자로, 꾸준히 많은 연구가 이루어졌다. 실제 로켓엔진은 여러 개의 분사기가 조합된 다단 분사기 시스템으로 이루어져 있으나. 현재까지의 연구는 주로 단일 분사기에서 진행이 되었다. 일정 배열로 조합된 분사기는 단일 분사기의 유동특성에 영향을 주고 변화된 유동은 연소실의 동특성 및 연소불안정성에 영향을 주므로 로켓엔진 연소실의 연소불안정성을 정확히 평가하려면 여러 분사기가 장착된 연소실에 대한 연소 해석 및 실험이 필요하다. 연소불안정을 평가 및 예측을 위한 연구는 현재 진행형 이며, 연소불안정을 발생 시키는 근본적 메커니즘에 대한 설명이 부족하다. 또한 연소불안정이 발생하여 메커니즘에 대한 이해도의 부족과 적용 가능한 연소불안정 분석 도구의 부족으로 제한적인 분석이 이루어 졌다. 이를 위해 본 연구에서는 로켓 엔진 분사기의 추가 장착으로 인한 연소불안정성의 특성을 파악하여, 실제 로켓엔진 연소기 개발의 기초 데이터 확보를 위한 연구를 수행하였다. 연소 특성에 영향을 주는 인자를 선정하여 수치해석과 실험을 통해 분석 하였다. 그리고 다중분사기의 해석을 수행하여 단일 분사기와의 연소불안정성을 비교 하였다. 유량 조건에 따라 단일 분사기에서 약하게 나타나는 공진이 크게 증가하거나, 강하게 공진이 발생한 조건에서 감쇠가 나타났다. 연소불안정 분석을 위해 고속 푸리에 변환(fast Fourier transform) 기법과 동적 모드 분해(dynamic mode decomposition, DMD) 기법을 적용하였다. 감쇠인자 및 감쇠계수와 압력 섭동장을 비교하였고, 분사기의 추가 장착으로 연소불안정의 특성이 변하는 것을 확인하였다. 그리고 연소불안정 메커니즘을 규명하기 위한 연소불안정 분석 도구의 적용 연구를 수행하였다. 분사기의 음향 모드 분석 및 연소불안정 평가를 위해 극저온 질소 스월 분사기의 유동 특성 및 연소불안정 분석에 DMD 기법을 적용하였다. 그리고 로켓엔진에 적용 가능한 화염전달함수를 도출하기 위한 방법론적 연구를 수행하기 위해, 가스터빈 연소기 결과를 이용하여 화염전달함수를 도출하였다. 분사기의 음향 모드 분석 결과, 기존의 연구에서 FFT 및 POD 분석에서 발견하지 못한 주파수 응답의 mode family 현상을 발견하였고, 분사기 내부의 여러 위치에서 발생하는 음향 모드의 분석 및 연소불안정성의 평가가 이루어 졌다. 화염전달함수를 본 연구의 취지에 맞게 도출하기 위해 DMD 기법이 적용되었다. PMT로 측정한 overall radical intensity를 열방출율로 간주하여 구하는 기존의 방법 대신, OH PLIF 의 강도(intensity)를 열방출율로 간주하여 화염전달함수를 구하였다. 그 결과, 열방출율의 분포를 이용하여 화염 내부의 다양한 지점에서 gain 과 phase를 얻을 수 있었다. 분석 결과, 선회유동의 영향으로 화염의 좌측 또는 우측에서 열방출율의 강도가 가장 강하게 발생하였고, 이 지역에서의 gain이 가장 높게 나타났으며, DMD 기법을 적용한 화염전달함수는 기존의 기법보다 개선되었음을 알 수 있었다.
로켓 엔진 연소 사이클 중에서 다단 연소 사이클은 사이클 손실을 감소시키고 효율이 뛰어나 지만 연소불안정에 취약한 문제가 있다. 지난 수 십 년간, 고성능 액체 로켓엔진의 성능을 개선시키는 연구가 진행되면서 연소불안정에 대한 문제는 꾸준히 나타났고, 여전히 연구가 활발히 진행되고 있다. 연소불안정 분석 분야에서 분사기는 반파장 공명기의 역할을 하며, 로켓엔진의 연소안정성 확보에 가장 큰 영향을 미치는 인자로, 꾸준히 많은 연구가 이루어졌다. 실제 로켓엔진은 여러 개의 분사기가 조합된 다단 분사기 시스템으로 이루어져 있으나. 현재까지의 연구는 주로 단일 분사기에서 진행이 되었다. 일정 배열로 조합된 분사기는 단일 분사기의 유동특성에 영향을 주고 변화된 유동은 연소실의 동특성 및 연소불안정성에 영향을 주므로 로켓엔진 연소실의 연소불안정성을 정확히 평가하려면 여러 분사기가 장착된 연소실에 대한 연소 해석 및 실험이 필요하다. 연소불안정을 평가 및 예측을 위한 연구는 현재 진행형 이며, 연소불안정을 발생 시키는 근본적 메커니즘에 대한 설명이 부족하다. 또한 연소불안정이 발생하여 메커니즘에 대한 이해도의 부족과 적용 가능한 연소불안정 분석 도구의 부족으로 제한적인 분석이 이루어 졌다. 이를 위해 본 연구에서는 로켓 엔진 분사기의 추가 장착으로 인한 연소불안정성의 특성을 파악하여, 실제 로켓엔진 연소기 개발의 기초 데이터 확보를 위한 연구를 수행하였다. 연소 특성에 영향을 주는 인자를 선정하여 수치해석과 실험을 통해 분석 하였다. 그리고 다중분사기의 해석을 수행하여 단일 분사기와의 연소불안정성을 비교 하였다. 유량 조건에 따라 단일 분사기에서 약하게 나타나는 공진이 크게 증가하거나, 강하게 공진이 발생한 조건에서 감쇠가 나타났다. 연소불안정 분석을 위해 고속 푸리에 변환(fast Fourier transform) 기법과 동적 모드 분해(dynamic mode decomposition, DMD) 기법을 적용하였다. 감쇠인자 및 감쇠계수와 압력 섭동장을 비교하였고, 분사기의 추가 장착으로 연소불안정의 특성이 변하는 것을 확인하였다. 그리고 연소불안정 메커니즘을 규명하기 위한 연소불안정 분석 도구의 적용 연구를 수행하였다. 분사기의 음향 모드 분석 및 연소불안정 평가를 위해 극저온 질소 스월 분사기의 유동 특성 및 연소불안정 분석에 DMD 기법을 적용하였다. 그리고 로켓엔진에 적용 가능한 화염전달함수를 도출하기 위한 방법론적 연구를 수행하기 위해, 가스터빈 연소기 결과를 이용하여 화염전달함수를 도출하였다. 분사기의 음향 모드 분석 결과, 기존의 연구에서 FFT 및 POD 분석에서 발견하지 못한 주파수 응답의 mode family 현상을 발견하였고, 분사기 내부의 여러 위치에서 발생하는 음향 모드의 분석 및 연소불안정성의 평가가 이루어 졌다. 화염전달함수를 본 연구의 취지에 맞게 도출하기 위해 DMD 기법이 적용되었다. PMT로 측정한 overall radical intensity를 열방출율로 간주하여 구하는 기존의 방법 대신, OH PLIF 의 강도(intensity)를 열방출율로 간주하여 화염전달함수를 구하였다. 그 결과, 열방출율의 분포를 이용하여 화염 내부의 다양한 지점에서 gain 과 phase를 얻을 수 있었다. 분석 결과, 선회유동의 영향으로 화염의 좌측 또는 우측에서 열방출율의 강도가 가장 강하게 발생하였고, 이 지역에서의 gain이 가장 높게 나타났으며, DMD 기법을 적용한 화염전달함수는 기존의 기법보다 개선되었음을 알 수 있었다.
Among the rocket engine combustion cycles, the multi-stage combustion cycle reduces the cycle loss and is efficient, but it is vulnerable to combustion instability. Over the past several decades, the researches on improving the performance of high performance liquid rocket engines have continued...
Among the rocket engine combustion cycles, the multi-stage combustion cycle reduces the cycle loss and is efficient, but it is vulnerable to combustion instability. Over the past several decades, the researches on improving the performance of high performance liquid rocket engines have continued and problems of combustion instability have been steadily emerging. In terms of combustion instability, the injector plays a role of a half-wave resonator and has been considered to be the most influential factor in ensuring the combustion stability of the rocket engine. Although the actual rocket engine is composed of a multi arranged injector system, most of studies are performed by single injector. In the case of carrying out research with multi injector system, most of the experiments were carried out with the expensive cost in the advanced countries (or developed countries) of rocket engines. In order to accurately evaluate the combustion instability of a rocket engine combustion chamber, it is necessary to analyze the combustor equipped with several injectors, in this study. The characteristics of combustion instability due to the additional injector were identified and a study to obtain the basic data for the development of rocket engine combustor were carried out. The factors affecting combustion characteristics were selected and analyzed through numerical analysis and experiments. And the analysis of multiple injectors was performed to compare combustion instability with single injector. Fast Fourier transform (FFT) and dynamic mode decomposition (DMD) were applied for combustion instability analysis. The damping factor, the damping coefficient, and the pressure perturbation field were compared and it was confirmed that the characteristics of the combustion instability were changed by adding the injector. And it was able to analyze the acoustic field of the entire combustion chamber and the acoustic mode related to the measured frequency by adopting DMD. It means that the DMD be applied to the problem of the frequency response characteristics study in addition to the analysis for evaluating the combustion instability with complex system. Therefore, in this study, DMD technique is applied to the analysis of the flow characteristics and combustion instability of the cryogenic nitrogen swirl injector, and the technique to derive the flame transfer function of the gas turbine. Firstly, the combustion instability evaluation was performed using the results of LES numerical analysis. The mode family phenomenon of the frequency response which was not found in the FFT and POD of previous study analysis was found, and the acoustic modes at various positions in the injector and the combustion instability are evaluated. And another example of an application of DMD, is the method to obtain the flame transfer function. The flame transfer function was obtained by considering the intensity of OH PLIF as the heat release rate, instead of the conventional method of using the overall radical intensity measured by PMT. The DMD was used to express the fluctuation field of heat release rate at a specific perturbation frequency. Using the distribution of heat release rate, gain and phase were obtained at various points inside the flame. The results shows that DMD can be applied to calculate the flame transfer function, and the accuracy is improved than the conventional one.
Among the rocket engine combustion cycles, the multi-stage combustion cycle reduces the cycle loss and is efficient, but it is vulnerable to combustion instability. Over the past several decades, the researches on improving the performance of high performance liquid rocket engines have continued and problems of combustion instability have been steadily emerging. In terms of combustion instability, the injector plays a role of a half-wave resonator and has been considered to be the most influential factor in ensuring the combustion stability of the rocket engine. Although the actual rocket engine is composed of a multi arranged injector system, most of studies are performed by single injector. In the case of carrying out research with multi injector system, most of the experiments were carried out with the expensive cost in the advanced countries (or developed countries) of rocket engines. In order to accurately evaluate the combustion instability of a rocket engine combustion chamber, it is necessary to analyze the combustor equipped with several injectors, in this study. The characteristics of combustion instability due to the additional injector were identified and a study to obtain the basic data for the development of rocket engine combustor were carried out. The factors affecting combustion characteristics were selected and analyzed through numerical analysis and experiments. And the analysis of multiple injectors was performed to compare combustion instability with single injector. Fast Fourier transform (FFT) and dynamic mode decomposition (DMD) were applied for combustion instability analysis. The damping factor, the damping coefficient, and the pressure perturbation field were compared and it was confirmed that the characteristics of the combustion instability were changed by adding the injector. And it was able to analyze the acoustic field of the entire combustion chamber and the acoustic mode related to the measured frequency by adopting DMD. It means that the DMD be applied to the problem of the frequency response characteristics study in addition to the analysis for evaluating the combustion instability with complex system. Therefore, in this study, DMD technique is applied to the analysis of the flow characteristics and combustion instability of the cryogenic nitrogen swirl injector, and the technique to derive the flame transfer function of the gas turbine. Firstly, the combustion instability evaluation was performed using the results of LES numerical analysis. The mode family phenomenon of the frequency response which was not found in the FFT and POD of previous study analysis was found, and the acoustic modes at various positions in the injector and the combustion instability are evaluated. And another example of an application of DMD, is the method to obtain the flame transfer function. The flame transfer function was obtained by considering the intensity of OH PLIF as the heat release rate, instead of the conventional method of using the overall radical intensity measured by PMT. The DMD was used to express the fluctuation field of heat release rate at a specific perturbation frequency. Using the distribution of heat release rate, gain and phase were obtained at various points inside the flame. The results shows that DMD can be applied to calculate the flame transfer function, and the accuracy is improved than the conventional one.
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