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하이브리드 로켓 모터의 연소불안정 분석 및 저감 설계
An Analysis and Reduction Design of Combustion Instability Generated in Hybrid Rocket Motor 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.18 no.4, 2014년, pp.18 - 25  

이정표 (Aerospace Engineering, Universidade de Brasilia) ,  이선재 (R&D Planning & Coordination Division, Korea Aerospace Research Institute) ,  김진곤 (School of Aerospace & Mechanical Engineering, Korea Aerospace University) ,  문희장 (School of Aerospace & Mechanical Engineering, Korea Aerospace University)

초록
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본 연구에서는 다이아프램(diaphragm)을 설치한 하이브리드 로켓에서 발생하는 연소불안정의 발생 메커니즘을 알아보고, 고체연료의 연소율은 증가하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 그레인 설계를 제안하였다. 고체연료의 연소율을 증진시키기 위해 다이아프램을 설치한 하이브리드 로켓 모터에서 관찰되는 큰 연소불안정의 가진 요인은 전방 연소실에서 생성된 와류가 후방의 다이아프램에 부딪치면서 나타나는 Hole-tone으로 판단된다. 또한 다이아프램의 고연소율 발생 메카니즘을 적용하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 'Stepped Grain'을 제안하였다.

Abstract AI-Helper 아이콘AI-Helper

In this paper, the mechanism of the combustion instability which may occur in a hybrid rocket motor with a diaphragm was studied. And the new design for a hybrid motor grain was suggested. It could increase a regression rate of solid fuel, and reduce a large pressure oscillation in a hybrid rocket m...

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

  • 그러나 선행연구에 의하면 다이아프램을 설치함으로써 고체연료의 연소율은 증가하였지만, 큰 압력 진동을 수반한 연소불안정이 발생하였다[5]. 따라서 본 연구에서는 다이아프램이 설치된 하이브리드 로켓 모터에서 발생하는 심각한 연소불안정의 발생 메커니즘을 알아보고, 고체연료의 연소율은 증가하면서, 연소불안정은 줄일 수 있는 그레인 설계를 제안하였다. 그리고 본 연구에서의 연소 실험은 참고문헌 [6]에서 수행한 실험과 동일하고, 실험 장치 및 실험 조건은 본 논문에서 생략하였다.
  • 이를 개선하기 위해 후방 연료의 포트 직경을 전방 연료 포트 직경보다 크게 설계하여 연료 포트 내에 충돌벽을 없애 연소불안정을 저감시킴과 동시에 전·후방 연료의 직경 단차에서 발생하는 고온의 재순환류로 인해 후방연료의 후퇴율을 증가시키고자 하였다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
하이브리드 로켓의 상용화를 위해 해결해야 할 단점은 무엇인가 하이브리드 로켓의 상용화를 위해서 해결해야 할 단점 중 크게 대두되는 것이 낮은 후퇴율(regression rate)로 인해 추진 성능이 낮다는 것이다. 낮은 후퇴율을 개선하기 위해 사용되는 대표적인 방법으로는 멀티 포트 그레인을 적용한 연료, 스월 인젝터 사용, 용융성(liquefying) 연료 사용, 금속 분말을 첨가 등의 연구가 활발히 진행되고 있고, 최근에는 하이브리드 고체 연료의 사이에 다이아프램(diaphragm)을 장착하여 고체 연료의 연소효율을 높이는 연구가 진행 중이다[5].
하이브리드 로켓 모터의 특징은 무엇인가 하이브리드 로켓 모터는 고체 연료와 기상 또는 액상의 산화제를 따로 저장하여 사용하는 추진기관으로서 성능은 액체 로켓과 고체 로켓의 중간(Isp : 230~280 sec)이며 추력중단, 재점화 및 추력조절이 가능할 뿐만 아니라 연료와 산화제가 분리 저장되므로 고체로켓과 같은 폭발의 위험성이 없다고 볼 수 있다[1-4].
하이브리드 로켓의 낮은 후퇴율을 개선하기 위해 사용되는 방법은 무엇인가 하이브리드 로켓의 상용화를 위해서 해결해야 할 단점 중 크게 대두되는 것이 낮은 후퇴율(regression rate)로 인해 추진 성능이 낮다는 것이다. 낮은 후퇴율을 개선하기 위해 사용되는 대표적인 방법으로는 멀티 포트 그레인을 적용한 연료, 스월 인젝터 사용, 용융성(liquefying) 연료 사용, 금속 분말을 첨가 등의 연구가 활발히 진행되고 있고, 최근에는 하이브리드 고체 연료의 사이에 다이아프램(diaphragm)을 장착하여 고체 연료의 연소효율을 높이는 연구가 진행 중이다[5]. 고체 연료 사이에 위치한 다이아프램의 전·후방에서는 연료 포트 직경과 다이아프램 내경의 차이로 인해 고온의 와류(vortex)가 발생하며, 이 와류로 인한 열전달의 증가로 인해 고체연료의 연소율이 상승한다.
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참고문헌 (10)

  1. Sutton, G.P. and Biblarz, O., Rocket Propulsion Elements, 7th Ed., John Wiley & Sons Inc., New York, N.Y., U.S.A., 2000. 

  2. Humble, R.W., Henry, G.M. and Larson, W.J., Space Propulsion Analysis and Design, McGraw-Hill, Inc., Ch. 7, 1995. 

  3. Anon., "Hazard Analysis of Commercial Space Transportation; Vol. 1: Operations, Vol. 2: Hazards, Vol. 3: Risk Analysis," U.S. DOT, PB93-199040, Accession No. 00620693, 1988. 

  4. Peterson, Z., Eilers, S.D. and Whitmore, S., "Closed-Loop Thrust and Pressure Prole Throttling of a Nitrous-Oxide HTPB Hybrid Rocket Motor," AIAA 2012-4551, 2012. 

  5. Moon, K.H., "A Study on Combustion Characteristic of the Hybrid Combustor Using Non-combustible Diaphragm," Master Dissertation, Korea Aerospace University, 2012. 

  6. Lee, J.P., Kim, Y.N., Moon, H.J. and Kim, J.K., "A Study on the Combustion Instability of the Hybrid Rocket Motor with a Diaphragm," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 17, No. 6, pp. 1-10, 2013. 

  7. Lee, J.P., "A Study on the Combustion Instability Attenuation of the Hybrid Rocket Using Diaphragm," Ph. D. Dissertation, Korea Aerospace University, 2013. 

  8. Rhee, S.J., "A Study on Combustion Instability Characteristics and Instability Decrement in Hybrid Rocket Motor," Master Dissertation, Korea Aerospace University, 2013. 

  9. Im, J.B., "A Study on Tone Generation and Flow Instability of Impinging Circular Jet," Ph. D. Dissertation, Soongsil University, 1999. 

  10. Karabeyoglu, M.A., Fundamental of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion, Chap. 9, AIAA, INC., 2007. 

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