본 연구는 다단 하이브리드 로켓의 낮은 비추력 성능을 향상시키는 방법으로 AP 첨가 추진제를 제안하고 있다. 추진제에 첨가된 AP 첨가비율 변화에 따라 다단 하이브리드 로켓의 비추력 성능 변화와 연료과농 연소특성 변화를 살펴보았으며, 이때 AP 첨가비율은 하이브리드 로켓의 연소 특징을 유지하기 위해 최대 15 wt%로 제한하였다. 결과에 의하면, AP 15 wt% 추진제는 AP 0 wt% 추진제와 비교하여 비추력 성능이 약 3% 향상되었다. 또한, 동일한 연소온도를 유지함에도 불구하고, AP 첨가비율을 증가시키면 산화제 유입량, O/F비 변화량, 그리고 연소압력은 감소하며 반경반향 온도 분포가 좋아지는 등 다단 하이브리드 로켓의 성능향상에 긍정적인 효과가 나타났다. 그러나 오직 AP를 추진제에 첨가하는 것만으로 다단 하이브리드 로켓의 비추력 성능을 일반 화학로켓의 수준으로 향상시키는 것이 매우 어려운 일임을 고려할 때, 추가적으로 금속입자 첨가를 통해 비추력 성능을 향상시킬 계획이다.
본 연구는 다단 하이브리드 로켓의 낮은 비추력 성능을 향상시키는 방법으로 AP 첨가 추진제를 제안하고 있다. 추진제에 첨가된 AP 첨가비율 변화에 따라 다단 하이브리드 로켓의 비추력 성능 변화와 연료과농 연소특성 변화를 살펴보았으며, 이때 AP 첨가비율은 하이브리드 로켓의 연소 특징을 유지하기 위해 최대 15 wt%로 제한하였다. 결과에 의하면, AP 15 wt% 추진제는 AP 0 wt% 추진제와 비교하여 비추력 성능이 약 3% 향상되었다. 또한, 동일한 연소온도를 유지함에도 불구하고, AP 첨가비율을 증가시키면 산화제 유입량, O/F비 변화량, 그리고 연소압력은 감소하며 반경반향 온도 분포가 좋아지는 등 다단 하이브리드 로켓의 성능향상에 긍정적인 효과가 나타났다. 그러나 오직 AP를 추진제에 첨가하는 것만으로 다단 하이브리드 로켓의 비추력 성능을 일반 화학로켓의 수준으로 향상시키는 것이 매우 어려운 일임을 고려할 때, 추가적으로 금속입자 첨가를 통해 비추력 성능을 향상시킬 계획이다.
In this study, AP added propellant has been proposed as a method of enhancing the low specific impulse performance found for staged hybrid rocket engine. Experimental tests were carried out to analyze and evaluate the effect of AP added propellant on specific impulse performance as well as fuel-rich...
In this study, AP added propellant has been proposed as a method of enhancing the low specific impulse performance found for staged hybrid rocket engine. Experimental tests were carried out to analyze and evaluate the effect of AP added propellant on specific impulse performance as well as fuel-rich combustion characteristics in a staged hybrid rocket engine. Upper limit of AP content in propellant was set to be 15 wt% to maintain the hybrid rocket engine advantages. As a result, 15 wt% AP added propellant showed 3% higher specific impulse performance compared to 0 wt% AP added propellant. Moreover, AP addition proved to offer less injected oxidizer mass flow, less O/F variation, and less combustion pressure while producing fuel-rich gas of the same combustion temperature. Future studies will carry out more combustion tests with metal additives to further enhance specific impulse.
In this study, AP added propellant has been proposed as a method of enhancing the low specific impulse performance found for staged hybrid rocket engine. Experimental tests were carried out to analyze and evaluate the effect of AP added propellant on specific impulse performance as well as fuel-rich combustion characteristics in a staged hybrid rocket engine. Upper limit of AP content in propellant was set to be 15 wt% to maintain the hybrid rocket engine advantages. As a result, 15 wt% AP added propellant showed 3% higher specific impulse performance compared to 0 wt% AP added propellant. Moreover, AP addition proved to offer less injected oxidizer mass flow, less O/F variation, and less combustion pressure while producing fuel-rich gas of the same combustion temperature. Future studies will carry out more combustion tests with metal additives to further enhance specific impulse.
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문제 정의
이에 따라, AP 첨가비율 변화에 따른 산화제 유입량, 당량비, 연소 온도, O/F비 변화량, 비추력 성능, 반경방향 온도 분포 그리고 가스발생기 연소압력의 변화를 살펴보았다. 그리고 이들의 변화가 다단 하이브리드 로켓의 성능에 미치는 영향을 평가하였다.
본 연구에서는 다단 하이브리드 로켓에서, AP 첨가 추진제의 연료과농 연소특성을 실험적으로 확인하는 것을 목표로 하였다. 이에 따라, AP 첨가비율 변화에 따른 산화제 유입량, 당량비, 연소 온도, O/F비 변화량, 비추력 성능, 반경방향 온도 분포 그리고 가스발생기 연소압력의 변화를 살펴보았다.
제안 방법
연료 연소율은 시공간 평균 방법을 이용하여계산하였으며, 실제혼합비[(O/F)act ]는 연소된 연료 무게를 연소 시간으로 나눈 평균 연료 유량 (m˙ f )과 공급된 산화제 유량(m˙ ox )을 이용하여 계산하였다. 그리고 이론혼합비[(O/F)stoi]는 이론적 산화제/연료 비율로, CEA(Chemical Equilibrium and Application)를 이용하여 계산하였으며, 계산에 사용된 HTPB와 AP의 화학식은 각각 C72.307H110.39O1.265, NH4ClO4이다. 당량비는 이론혼합비/실제혼합비 비율로 계산하였으며, 과농연소는 당량비 1 이상을 의미한다.
솔레노이드 밸브와 PLC(Programming Logic Controller)를 이용하여 정해진 시간동안 산화제 공급을 제어하였으며, Bronkhorst사의 질량유량 조절기로 산화제 유량을 조절하였다. 노즐은 수냉식으로 냉각 하였으며, DAQ와 Labview 프로그램을 이용하여 압력센서와 열전대를 통해 측정된 값을 획득하였다.
참고문헌에 의하면, 소량의 고체 산화제가 첨가된 추진제는 압력 변화에 의한 연소율 변화가 크게 민감하지 않는 것으로 보고되었다(4). 따라서, 본 연구는 고체 산화제 최대 첨가비율을 15 wt% 이하로 설정하였다. 실험에 사용한 고체 산화제는 AN(Ammonium Nitrate), ADN(Ammonium Di-Nitramide)과 비교하여 연소특성이 비교적 잘 알려진 AP를 사용하였다(8,9).
당량비는 이론혼합비/실제혼합비 비율로 계산하였으며, 과농연소는 당량비 1 이상을 의미한다. 또한, Karabeyoglu(10)가 제시한 식(2a)와 (2b)를 이용하여 초기혼합비[(O/F)ini]와 최종혼합비[(O/F)fin]를 계산하였으며, 최종혼합비/초기혼합비 비율로 O/F비 변화량을 계산하였다. 연소 온도 측정 장치의 경우, 감도와 측정온도 범위를 고려하여 노출형 K타입(Φ=1.
예혼합실, 연소실 그리고 후연소실로 이루어져 있으며, 각각의 길이는 45, 400, 200 mm이다. 솔레노이드 밸브와 PLC(Programming Logic Controller)를 이용하여 정해진 시간동안 산화제 공급을 제어하였으며, Bronkhorst사의 질량유량 조절기로 산화제 유량을 조절하였다. 노즐은 수냉식으로 냉각 하였으며, DAQ와 Labview 프로그램을 이용하여 압력센서와 열전대를 통해 측정된 값을 획득하였다.
연료 연소율은 시공간 평균 방법을 이용하여계산하였으며, 실제혼합비[(O/F)act ]는 연소된 연료 무게를 연소 시간으로 나눈 평균 연료 유량 (m˙ f )과 공급된 산화제 유량(m˙ ox )을 이용하여 계산하였다. 그리고 이론혼합비[(O/F)stoi]는 이론적 산화제/연료 비율로, CEA(Chemical Equilibrium and Application)를 이용하여 계산하였으며, 계산에 사용된 HTPB와 AP의 화학식은 각각 C72.
본 연구에서는 다단 하이브리드 로켓에서, AP 첨가 추진제의 연료과농 연소특성을 실험적으로 확인하는 것을 목표로 하였다. 이에 따라, AP 첨가비율 변화에 따른 산화제 유입량, 당량비, 연소 온도, O/F비 변화량, 비추력 성능, 반경방향 온도 분포 그리고 가스발생기 연소압력의 변화를 살펴보았다. 그리고 이들의 변화가 다단 하이브리드 로켓의 성능에 미치는 영향을 평가하였다.
2mm) 열전대를 사용하였다. 후연소실축 방향과 반경 방향을 달리해 총 7개의 위치에서 온도를 측정하였으며, 이후 공간적 평균값을 대푯값으로 사용하였다.
대상 데이터
따라서, 본 연구는 고체 산화제 최대 첨가비율을 15 wt% 이하로 설정하였다. 실험에 사용한 고체 산화제는 AN(Ammonium Nitrate), ADN(Ammonium Di-Nitramide)과 비교하여 연소특성이 비교적 잘 알려진 AP를 사용하였다(8,9).
연소 온도 측정 장치의 경우, 감도와 측정온도 범위를 고려하여 노출형 K타입(Φ=1.6mm)과 비접지형 R 타입(Φ=3.2mm) 열전대를 사용하였다.
참고문헌 (16)
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