PE/$N_2O$ 하이브리드 로켓에서의 산화제 상 변화에 따른 연소특성 연구 A Study on Combustion Characteristic with the Variation of Oxidizer phase in Hybrid Rocket Motor using PE/$N_2O$원문보기
본 연구에서는 하이브리드 추진 연소에서 산화제의 상(Phase)에 따른 연소특성 변화를 연구하였다. 산화제는 $GN_2O$와 $LN_2O$를 사용하고 고체연료는 HDPE(High Density PolyEthlene)를 적용하여 연소실험을 수행하였고, 상에 따른 고체연료의 후퇴율과 압력선도, 연소효율의 변화 등을 조사하였다. $LN_2O$를 적용할 경우 액체 산화제의 기화에 필요한 잠열이 화염에서 발생되는 연소에너지에 비해 무시할 정도로 작아 $GN_2O$를 산화제로 사용했을 때의 고체연료 후퇴율과는 큰 차이가 없었지만, 추진 성능효율이 낮아짐을 확인하였고, 액체 산화제의 유량이 증가할수록 산화제의 기화에 필요한 열전달 증가로 인 해 연소 불안정성이 커짐을 확인하였다.
본 연구에서는 하이브리드 추진 연소에서 산화제의 상(Phase)에 따른 연소특성 변화를 연구하였다. 산화제는 $GN_2O$와 $LN_2O$를 사용하고 고체연료는 HDPE(High Density PolyEthlene)를 적용하여 연소실험을 수행하였고, 상에 따른 고체연료의 후퇴율과 압력선도, 연소효율의 변화 등을 조사하였다. $LN_2O$를 적용할 경우 액체 산화제의 기화에 필요한 잠열이 화염에서 발생되는 연소에너지에 비해 무시할 정도로 작아 $GN_2O$를 산화제로 사용했을 때의 고체연료 후퇴율과는 큰 차이가 없었지만, 추진 성능효율이 낮아짐을 확인하였고, 액체 산화제의 유량이 증가할수록 산화제의 기화에 필요한 열전달 증가로 인 해 연소 불안정성이 커짐을 확인하였다.
The purpose of this paper is to study combustion characteristics with the different phase of oxidizer in hybrid rocket combustion. HDPE(High Density Polyethylene) as fuel and $GN_2O$(Gas $N_2O$), $LN_2O$(Liquid $N_2O$) as oxidizer were used to perform the ...
The purpose of this paper is to study combustion characteristics with the different phase of oxidizer in hybrid rocket combustion. HDPE(High Density Polyethylene) as fuel and $GN_2O$(Gas $N_2O$), $LN_2O$(Liquid $N_2O$) as oxidizer were used to perform the experiments. An investigation was performed for a change of the regression rate, pressure of combustion chamber and combustion efficiency according to the variation of oxidizer phase. In case of using $LN_2O$ as oxidizer, the regression rate is not significantly different from using $GN_2O$ as oxidizer. It is considered that combustion energy is much larger than latent heat energy which was used in the evaporation of liquid oxidizer. However propulsion performance efficiency for $LN_2O$ showed lower value than for $GN_2O$. By increasing the flow rate of liquid oxidizer, heat transfer needed for vaporization of liquid oxidizer was increased, which resulted in the growth of combustion instability.
The purpose of this paper is to study combustion characteristics with the different phase of oxidizer in hybrid rocket combustion. HDPE(High Density Polyethylene) as fuel and $GN_2O$(Gas $N_2O$), $LN_2O$(Liquid $N_2O$) as oxidizer were used to perform the experiments. An investigation was performed for a change of the regression rate, pressure of combustion chamber and combustion efficiency according to the variation of oxidizer phase. In case of using $LN_2O$ as oxidizer, the regression rate is not significantly different from using $GN_2O$ as oxidizer. It is considered that combustion energy is much larger than latent heat energy which was used in the evaporation of liquid oxidizer. However propulsion performance efficiency for $LN_2O$ showed lower value than for $GN_2O$. By increasing the flow rate of liquid oxidizer, heat transfer needed for vaporization of liquid oxidizer was increased, which resulted in the growth of combustion instability.
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문제 정의
본 연구에서는 산화제로 기체·액체 N2O를 이용하여 하이브리드 추진에서 내탄도 설계에 중요한 변수인 후퇴율, c*(특성속도), 압력선도 등이 산화제 상에 따라 어떻게 달라지는지 알아보고 이의 원인을 분석하였다.
본 연구에서는 하이브리드 추진연소에서 산화제의 상(Phase)에 따른 연소특성 변화에 대해 연구를 수행하였다. 산화제는 GN2O와 LN2O를 사용하고 고체연료는 HDPE(High DensityPolyEthlene)를 적용하여 연소실험을 수행하였고, 실험결과를 비교·분석 하였다.
제안 방법
LN2O는 연소시간이 길어질 경우 기체와 액체가 혼합되어 배출되어 상에 따른 연소특성을 비교하기 어려워, 본 연구에서는 LN2O를 산화제로 사용할 경우 연소시간을 5초로 설정하였고, GN2O를 산화제로 적용한 실험에서는 연소시간을 10초로 설정하였다.
이와같이 산화제 상에 따라 연료의 외경을 다르게 설정한 이유는 LN2O의 경우 고유량의 산화제가 유입됨에 따라 후퇴율이 클 것으로 예상되어 연료의 두께를 증가시켰기 때문이다. 또한 GN2O는 연소시간을 10초로 설정하였지만, LN2O는 배출 시간이 길어질 경우 기체와 액체에 섞여있는 이상(Two-phase)유체가 유입될 것으로 판단하여 연소시간을 5초로 설정하였다. 본 연구실에서 기연구된 결과를 보면 하이브리드 추진에서 연소시간에 따른 연소특성 변화는 작은 것으로 나타났다.
산화제는 GN2O와 LN2O를 사용하고 고체연료는 HDPE(High DensityPolyEthlene)를 적용하여 연소실험을 수행하였고, 실험결과를 비교·분석 하였다.
산화제인 N2O는 오리점화 장치는 부탄피스를 이용하여 유량을 조절 하였으며, GN2O 산화제 공급유량은 TFM(Turbine Flow Meter)을 이용하여 측정하였고, LN2O 산화제 공급유량은 실험 전·후의 산화제 탱크 무게 변화로 측정하였다.
연소기는 전방연소실, 후방연소실, 연료 그레인, 노즐로 구성하였으며, 전방연소실과 후방연소실에 각각 압력 센서를 장착하였고 노즐은 구리로 제작하여 물냉각을 하였다.
대상 데이터
GN2O를 산화제로 적용할 경우에는 상용 아산화질소 실린더 탱크의 상단부에 기화된 아산화질소를 이용하였고, LN2O를 산화제로 적용할 경우에는 상용 아산화질소 실린더 탱크를 뒤집어 탱크 하단부의 액체를 이용하였다.
그러나 산화제로 LN2O를 사용한 경우는 GN2O를 사용하였을 때 보다 동일 O/F 비에서 특성 속도가 낮게 나타났다. 본 연구에 사용된 인젝터는 미립화를 고려하지 않는 기체 산화제용 샤워 헤드 형태로 각각의 홀 직경이 2 mm인 인젝터를 사용하였다. 인젝터를 통해 유입되는 액체 N2O는 완전히 기화되지 못하고 기체와 액체가 혼합된 형태로 연소기로 주입되기 때문에 액체 N2O를 기화하는데 열에너지가 필요하다.
본 연구에서 이용한 추진 실험장치는 크게 산화제 공급장치, 점화 장치, 데이터 획득 장치 및 연소기의 네 부분으로 구성되며, Fig. 1과 같다.
점화 장치는 부탄가스와 기체 산소 혼합 가스에 Spark를 가하는 토치식 점화기를 사용하였다. 실험은 PLC(Program Logic Control)를 통해 제어되며 DAQ 보드를 이용하여 각 센서로부터 데이터를 획득 하였다. 연소기는 전방연소실, 후방연소실, 연료 그레인, 노즐로 구성하였으며, 전방연소실과 후방연소실에 각각 압력 센서를 장착하였고 노즐은 구리로 제작하여 물냉각을 하였다.
이론/모형
2를 이용하였다.[5] 이론 특성 속도(#)는 CEA(Chemical Equilibrium with Application) code를 이용하여 구하였고, Fig. 8에서 점선으로 표현하였다.[6]
성능/효과
3과 같이 연소 동안 화염에 노출된 연료의 양 끝 단면에서 연소되는 것을 의미하며, 연료 외경이 커질수록 연소 표면적이 증가하여 그 효과가 증가한다. LN2O를 산화제로 사용한 실험에서의 0 mm 외경외경 70 mm의 연료와 GN2O를 사용한 실험에서의 외경 50 mm의 연료 각각에 대한 화염에 노출되는 총 접수 면적을 비교하면, 외경 70 mm인 연료0 mm 외경가 외경 50 mm인 연료에 비해 15% ～ 24% 까지 접수 면적이 증가하였다. 여기서 접수 면적은 연료 양 끝 단면적과 포트 내부 면적을 합한 연소 전 화염에 노출되는 총면적이다.
LN2O를 산화제로 사용할 경우에는 화염에서 발생되는 연소에너지에서 잠열로 인한 열손실이 생기게 되어 GN2O에 비해 연소효율이 낮아짐을 확인했고, LN2O 유량이 증가 할수록 총유량 중 액체의 비율이 증가하게 되어 필요 기화열량이 증가하기 때문에 LN2O 산화제가 고유량으로 유입되는 경우 저유량일 경우와는 다르게 연소 불안정성이 나타났다.
LN2O의 잠열에너지는 PE/N2O 화염에서의 연소에너지에 비해 무시할 정도로 작고, 화염에서 생성되는 연소에너지는 대부분 연료를 기화시키는데 사용되기 때문에 상에 따른 후퇴율 차이는 크지 않게 나타났고, N2O/HDPE single port의 산화제 유속에 대한 후퇴율 관계식은 산화제 상에 상관없이 하나의 식으로 표현할 수 있었다.
O 산화제와 PE를 연소하였을 때의 O/F 비에 따른 화염온도를 나타낸 그래프이다.[6] CEA에서의 압력 조건은 LN2O는 20 bar, GN2O는 10 bar로 설정하였고, 이는 실험 데이터의 평균압력과 큰 차이가 없다. 하지만 Fig.
따라서 70 mm 외경의 연료를 사용한 LN2O를 산화제로 사용한 실험에서의 End-burning 효과가 GN2O를 사용한 실험에서 보다 크게 나타나게 되며 연소 전·후 연료의 무게 차이를 부피 변화로 계산하여 구하는 일반적인 후퇴율 계산법에 반영됨으로써 산화제 상에 따른 후퇴율의 차이가 발생한 것으로 판단된다.
따라서 쵸킹되어 연소하는 동안 일정한 유량이 흐르는 GN2O와는 달리, LN2O는 연소 초기 산화제량의 유입으로 압력이 급격히 증가하지만 산화제 공급 탱크와 하류에서의 압력 차이가 줄어듦에 따라 산화제 유량이 감소하여 연소실 압력 상승이 완만하게 나타난다. 또한 산화제 차단 후에도 GN2O는 급격히 연소실 압력이 낮아지는 반면, LN2O는 압력 감소가 GN2O에 비해 천천히 떨어짐을 확인 할 수 있다. 이는 배관 내 남아있는 산화제가 연소실로 유입되기 때문으로, 밀도가 높은 액상일 경우가 기상보다 압력 감소가 천천히 나타나는 것으로 판단된다.
비록 상에 따라 후퇴율의 차이는 크게 발생하지 않으나, 두 가지 상으로 실험한 데이터가 함께 분포 하는 100 ～ 250 kg/m2-sec의 산화제 유속 범위의 결과를 비교하여 보면, 동일 산화제 유속에서 LN2O를 사용한 후퇴율이 GN2O를 사용한 경우보다 다소 높게 나타났다. 본 실험에서의 산화제 상에 따른 고체연료 후퇴율 차이의 원인은 화염에 노출되는 연료 그레인의 접수 면적이 다름에 따른 End-burning 효과와 O/F 비에 따른 화염 온도 차이에 기인하는 것으로 판단된다.
또한 GN2O는 연소시간을 10초로 설정하였지만, LN2O는 배출 시간이 길어질 경우 기체와 액체에 섞여있는 이상(Two-phase)유체가 유입될 것으로 판단하여 연소시간을 5초로 설정하였다. 본 연구실에서 기연구된 결과를 보면 하이브리드 추진에서 연소시간에 따른 연소특성 변화는 작은 것으로 나타났다.[2]
비록 상에 따라 후퇴율의 차이는 크게 발생하지 않으나, 두 가지 상으로 실험한 데이터가 함께 분포 하는 100 ～ 250 kg/m2-sec의 산화제 유속 범위의 결과를 비교하여 보면, 동일 산화제 유속에서 LN2O를 사용한 후퇴율이 GN2O를 사용한 경우보다 다소 높게 나타났다.
하이브리드 발사체에 직접적으로 사용되는 액상 산화제는 기상 산화제와는 다른 연소특성을 보임을 본 연구를 통해 알게 되었고, 정확한 로켓 추진성능 해석을 위해서 연료 끝단면에서의 연소반응을 고려해야 함을 확인했다. 또한 LN2O 산화제의 연소효율을 증대시키기 위하여 연소기로 유입되는 LN2O의 기화특성 및 연소불안정성 제거에 대한 연구가 추가적으로 수행되어야 하겠다.
후속연구
하이브리드 발사체에 직접적으로 사용되는 액상 산화제는 기상 산화제와는 다른 연소특성을 보임을 본 연구를 통해 알게 되었고, 정확한 로켓 추진성능 해석을 위해서 연료 끝단면에서의 연소반응을 고려해야 함을 확인했다. 또한 LN2O 산화제의 연소효율을 증대시키기 위하여 연소기로 유입되는 LN2O의 기화특성 및 연소불안정성 제거에 대한 연구가 추가적으로 수행되어야 하겠다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
LN2O가 중소형 로켓의 산화제로 많이 적용되는 이유는 어떤 특성에 기인하는가?
일반적으로 하이브리드 로켓의 기초 연구 목적으로 산화제를 취급이 용이한 기체 상태의 산소(GOX)와 아산화질소(GN2O) 등을 주로 사용하나, 실제 발사체에 적용할 경우에는 높은 충전율을 위해 밀도가 높은 액체 산소 (LOX), 액체 아산화질소(LN2O) 등을 사용한다. 이중 LN2O는 상온에서 높은 증기압(58.5bar at 20℃)을 가져 추진 시스템에서 별도의 가압장치가 필요하지 않고, 끓는점이 -88.57 ℃로 상온에서 기체로 존재하며, 안정한 특성이 있어 중·소형 로켓의 산화제로 많이 적용되고 있다.
하이브리드 로켓이 가진 단점은 무엇이며 이것을 극복할 방안은 무엇인가?
하이브리드 로켓은 연료와 산화제가 분리되어 있어 다른 화학 로켓에 비하여 상대적으로 안전하고, 추진제의 취급 및 저장이 용이해 경제성이 우수한 장점이 있다. 그러나 고체연료의 후퇴율이 느리다는 단점이 있어 이를 보완하고자 스월 인젝터 사용, Multi-port 형상 및 파라핀계 연료의 적용 등 고체연료의 후퇴율을 증대시키기 위한 연구가 많이 수행되고 있다.
하이브리드 로켓의 고체 연료와 산화제로 사용되는 것은 무엇이 있는가?
하이브리드 로켓의 고체 연료로는 PE(Poly Eth -ylene), PMMA (Polymethyl Methacrylate), HTPB(Hydroxyl Terminated Poly Butadiene), Paraffin 등을 주로 적용하고, 산화제로는 산소 (O2) 아산화질소(N2O), 과산화수소(H2O2) 등이 주로 사용된다. 일반적으로 하이브리드 로켓의 기초 연구 목적으로 산화제를 취급이 용이한 기체 상태의 산소(GOX)와 아산화질소(GN2O) 등을 주로 사용하나, 실제 발사체에 적용할 경우에는 높은 충전율을 위해 밀도가 높은 액체 산소 (LOX), 액체 아산화질소(LN2O) 등을 사용한다.
참고문헌 (6)
김기훈, "원통형 멀티 포트 그레인을 적용한 PE/N2O 하이브리드 로켓의 연소 특성 연구", 한국항공대학교 석사학위 논문, 2010
조성봉, "Single-Port Hybrid Rocket Motor의 산화제 종류에 따른 연소 특성에 관한 연구", 한국항공대학교 석사학위 논문, 2008
Humble, R. W., "Space Propulsion Analysis and Design", McGrawHill, 1995
Sutton, P. G., and Biblarz, O., "Rocket Propulsion Elements," John Wiley & Sons, Inc., Seventh Ed., 2000
Gordon, S., and McBride, B.J. 1976. "Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions, rocket performance, incident and reflected shocks, and Chapman-Jouguet detonations", NASA SP-273, Interim Revision, March
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