케로신 내 용존질소 측정 및 제거 방법 연구

이원구,김성룡,안규복 한국추진공학회 2018 한국추진공학회지 Vol.22 No.6

To improve the performance of a launch vehicle, kerosene, a launch vehicle fuel, undergoes a densification process. Liquid nitrogen injection cooling is an effective densification method which has a simple system and is inexpensive. During the cooling process, however, nitrogen may dissolve in the kerosene, possibly resulting in changes to fuel properties. Therefore, it is essential to measure and eliminate the amount of dissolved nitrogen in the kerosene. In this study, the vacuum extraction principle is introduced to measure the content of dissolved nitrogen in the kerosene. In addition, the experimental results, which used a designed/manufactured nitrogen sampling device, are described. From the results, the validity of the nitrogen sampling device and the dissolved nitrogen measurement/elimination methods was demonstrated. 발사체 연료 케로신은 발사체의 성능 향상을 위해 고밀도화 과정을 거치게 된다. 고밀도화 방법 중 액체질소 주입 냉각법은 시스템이 간단하고 비용이 저렴한 효과적인 방법이다. 하지만 냉각과정 중 질소가 케로신에 용해되어 물성을 변화시키는 원인이 되기도 한다. 따라서 냉각 후 케로신 내 용존질소의 양을 측정하고 제거하는 작업이 필수적이다. 본 연구에서는 케로신 내 용존질소 함유량을측정할 수 있는 진공추출 원리를 소개하였다. 또한 질소 샘플링 장치를 설계/제작하여 수행한 실험결과를 설명하였다. 실험결과로부터 질소 샘플링 장치와 용존질소 측정법/제거법의 유효성을 입증하였다.

전단동축인젝터를 이용한 액상 케로신 및 젤 케로신의 연소특성에 대한 실험적 연구

한승주(Seongjoo Han),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회지 Vol.24 No.3

In this study, a hot-firing test of a lab-scale gel rocket motor using liquid kerosene and gelled kerosene as fuel was performed in order to analyze the discrepancy of the static and dynamic pressure between the two fuels. The static pressure, characteristic velocity, and characteristic velocity efficiency of the liquid kerosene and gelled kerosene did not show any significant difference. However, in the case of dynamic pressure characteristics, the pressure oscillation amplitude in a specific high frequency region of the gelled kerosene demonstrated a significantly higher amplitude than liquid kerosene case. This is considered to be the effect of an intrinsic combustion mechanism of the gel propellant, and it can be postulated that this may act as a dominant factor influencing the high frequency combustion instability of the gel rocket motor.

우주발사체용 추진제 요구조건 및 해외 케로신 개발현황 검토

임석희(SeokHee Lim),정영석(YoungSuk Jung),조규식(GyuSik Cho),이한주(HanJu Lee),오승협(SeungHyub Oh) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.1

화학에너지를 사용하는 로켓엔진의 추진제 요구조건은 성능, 구조설계 및 운용 관점에서 개발된다. 즉, 보다 큰 에너지를 얻을 수 있는, 보다 냉각효과를 높일 수 있는, 그리고 보다 안전하고 편하게 사용할 수 있는 추진제가 개발되어야 한다. 이런 관점에서 본 기술요구 조건이 물리화학적 인자들로 정리되었다. 그리고, 최근 발사체에서 많이 사용되는 추진제 조합은 액체산소-케로신인데, 연료로서의 케로신에 대한 주요 특성을 검토하였다. 특히, 케로신의 독성과 안정성은 취급자들의 주의를 요구한다. 또한, 여러종류의 해외 케로신 개발 사례를 비교 검토함으로써, 한국형 케로신 개발에 사용하고자 하였다. The technical requirements to the propellant of rocket engine using chemical energy are developed from the point of its performance, design and the exploration. The propellant, i.e. to get higher energy, to increase the cooling effect, and to be used in safety and comfort should be made. So from these aspect the technical requirements were written by the factors of physical chemistry. And the propellant combination used recently in Launch vehicles is liquid Oxygen and Kerosene, the main characteristics of this Kerosene as a fuel were reviewed. The toxicity and the safety of Kerosene, in specially, require the attention of the users. Also, it would be used in the development of Korean Kerosene by the comparative review of the several Kerosenes in Abroad.

케로신 연료 및 코킹에 대한 검토

이준서(Junseo Lee),안규복(Kyubok Ahn) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회지 Vol.24 No.3

In liquid oxygen/kerosene liquid rocket engines, kerosene is not only a propellant but also plays a role as a coolant to protect the combustion chamber wall from 3,000 K or more combustion gas. Since kerosene is exposed to high temperature passing through cooling channels, it may undergo heat-related chemical reactions leading to precipitation of carbon-rich solids. Such kerosene’s thermal and fluidic characteristic test data are essential for the regeneratively cooled combustion chamber design. In this paper, we investigated foreign studies related to regenerative cooling channel and kerosene. Starting with general information on hydrocarbon fuels including kerosene, we attempted to systematically organize sedimentary phenomena on cooling channel walls, their causes/research results, coking test equipments/prevention methods, etc.

유체-고체 연성 해석 기법을 통한 탄성거동 중인 관 내 케로신-공기 혼합물의 비정상 연소 현상 해석

이영헌(Younghun Lee),곽민철(Min-cheol Gwak),여재익(Jai-ick Yoh) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.4

케로신 혼합물은 액체로켓의 연료로 사용되어 왔고, 최근에는 효율을 높이기 위하여 펄스 데토네이션 엔진에 이용되고 있다. 펄스 데토네이션 엔진은 반복적인 데토네이션의 전파로 인하여 탄성거동을 하며 온도가 올라감에 따라 열연화 현상을 겪게 된다. 이러한 특징을 수치해석을 통하여 살펴보기 위해 유체-고체연성 해석기법을 이용하여 관내에서 전파되는 데토네이션 현상을 연구하였다. 케로신 혼합물의 데토네이션은 1단계 아레니우스 식을 이용하여 C-J 속도와 압력 및 셀 구조를 이론 및 실험값과 비교하여 검증하였고, 유체-고체 연성해석을 도입하여 데토네이션에 의해 파괴되는 저온 및 고온의 관과 탄성거동 중인 관내 데토네이션 전파를 해석하였다. 해석 결과는 펄스 데토네이션 엔진의 설계에 필요한 기초 자료로 이용될 수 있다. This paper presents a numerical investigation on kerosene-air mixture detonation and behaviors of thermal elasto-plstic thin metal tube under detonation loading based on fluid structure interaction analysis. The detonation loading is modeled by the kerosene-air mixture detonation which is compared with C-J condition and experimental cell size. And the thermal softening effect on elasto-plstic model of metal tube is indicated by different dynamic response of detonation loaded tube in various temperature and tube thickness.

케로신 와류화염의 자발광 스펙트럼 실험 연구

이현재(Hyeonjae Lee),서성현(Seonghyeon Seo) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

본 논문은 케로신 연소에서 발생하는 자발광 스펙트럼의 특성을 파악하기 위해 수행된 실험연구를 포함하고 있다. 케로신은 항공엔진과 한국형 발사체 로켓엔진 등에 널리 적용되는 액체연료이다. 화염으로부터 발생하는 자발광중에서 주요 화학발광은 OH*, CH*, C2* 래디컬에 의한 것이며, 그 화학발광의 특성은 당량비와 연료 종류에 영향을 받는다. 본 초도 실험을 통해 확인한 케로신 연소 화염은 당량비가 증가함에 따라 적색의 가시 화염길이는 길어지며, 스펙트럼은 강한 자발광세기에 의해 OH* 및 CH*에 의한 화학발광의 크기가 상대적으로 약하게 측정되는 것을 확인하였다. The present experimental study includes the preliminary results of emission spectra from kerosene/air flame. Kerosene (Jet A-1) has been widely used in aerocraft engines and Korea Satellite Launch Vehicle-2 engines. Chemiluminescence emissions among spontaneous emissions of flame are mainly from OH*, CH*, and C2*. Their emission characteristics are affected by equivalence ratio and fuel type. The preliminary experiments confirm that the visible length of the flame increases with an increase in equivalence ratio and the chemiluminescence intensities of OH* and CH* are weak due to strong flame luminosity.

케로신-공기 혼합물의 데토네이션 모델링 및 작은 관벽의 구조 동적 해석

이영헌,곽민철,여재익 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

액체 로켓의 연료로 주로 사용되는 케로신은 연소기 내에서 상대적으로 안정된 화염을 형성하고 이에 대한 수치해석이 주로 이루어져 왔다. 하지만 최근 들어 펄스 데토네이션 엔진과 같이 엔진의 효율을 높이기 위하여 데토네이션 현상을 이용하는 엔진이 개발됨에 따라 케로신-공기 혼합물의 데토네이션 모델링을 하였다. 이를 위하여 1단계 아레니우스식을 이용하여 실험결과와 같은 C-J 속도와 압력을 가지는 화학반응식을 구성하였으며, 데토네이션으로 발생한 고압 및 고온의 환경에서 금속관의 변형을 확인하기 위하여 Johnson-Cook 강성모델을 활용하여 탄소성변형을 모델링 하였다. 두꺼운 관과 얇은 관의 해석 결과 비교를 통하여 데토네이션 압력에 의한 탄소성 변형을 확인하고 이로 인한 유체장의 변화를 확인하였다. In the previous research, kerosene mixture combustion with small perturbation in a liquid rocket engine is simulated. In this paper, we consider kerosene-air mixture detonation model with a single step Arrhenius rate on behalf of recent trends of developing engines using detonation phenomenon to increase efficiency of engine system, and also the model is validated with experimental data. We have used Johns-Cook model to describe elastic and plastic motion of detonation at high pressure and high temperature. The influences of such deformation of solid wall are compared at conditions of rigid and thin walled cases.

케로신 분무방식에 따른 2,500 N급 과산화수소/케로신 이원추진제 추력기의 성능평가

허선욱(Seonuk Heo),정상우(Sangwoo Jung),조성권(Sungkwon Jo),장동욱(Dongwook Jang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

90 wt.% 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 2,500 N 이원추진제 추력기에서 케로신의 분무방식에 따른 연소효율 확인을 위한 실험적 연구를 수행하였다. 케로신의 분사기는 본 연구실에 1,200 N 이원추진제 개발을 위해 연구/개발 되었던 축방향 인젝터와 동추력기에 연소효율 향상을 위해 적용되었던 횡방향 인젝터를 모두 적용하여 각각의 연소특성과 연소효율을 확인하였다. 두 가지 인젝터를 모두 적용하여 수행한 2,500 N 이원추진제 추력기의 연소시험 결과, 횡방향 인젝터에서 약 1.4%의 특성속도 효율의 저하를 확인 할 수 있었다. A experimental research was conducted to figure out the characteristic velocity efficiency of the 90 wt.% hydrogen peroxide/kerosene 2,500 N bipropellant thruster with two different kerosene injectors: axial injector, transverse injector. The axial injector was developed for the 1,200 N bipropellant thruster, and the transverse injector was adapted to the same thruster to improve its combustion efficiency. From the hot-firing test of the both injectors, the characteristic efficiency of the axial injector was better than the transverse injector about 1.4 %.

케로신-공기 혼합물의 데토네이션 하중에 의한 열탄소성 관의 동적 거동 해석

곽민철,이영헌,여재익 한국추진공학회 2016 한국추진공학회지 Vol.20 No.5

This paper presents a numerical investigation on kerosene-air mixture detonation and behaviors of thermal elasto-plstic thin metal tube under detonation loading based on multi-material analysis. The detonation loading is modeled by the kerosene-air mixture detonation which is compared with Chapman–Jouguet (C-J) condition and experimental cell size. To conform the elasto-plastic model, plastic and elastic behaviors are verified by Taylor impact and plate bending motion, respectively. The numerical results are compared with the theory on burst pressure of tube. The critical deformable thickness with the thermal softening considered is good agreement with the theoretical value. 본 연구에서는 케로신-공기 혼합물 데토네이션 계산과 다물질 해석을 기반으로 데토네이션 하중에의한 얇은 금속관의 열탄소성 거동에 대한 수치계산을 수행하였다. 데토네이션 하중은 케로신-공기 혼합물의 데토네이션을 활용하여 모델링하였으며, 검증을 위해 해석 결과를 C-J 조건과 실험적 셀 직경을통해 비교 검증하였다. 또한 금속의 탄성/소성 거동을 확인하기 위하여, 소성 거동은 구리의 Taylor impact 문제로, 탄성 거동은 베를리움 평판 떨림 문제를 활용하였다. 온도에 의한 관의 탄소성 거동 변화를 확인하기 위하여 동일한 데토네이션 하중 하에서 초기 온도가 다른 관의 거동을 확인하고 이론식과의 비교를 통해 열연화 효과가 고려되어야 함을 확인하였다.

500N급 과산화수소/케로신 로켓엔진 연소에 관한 수치해석

하성업,이선미,문인상,이수용 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

96 % 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 500 N 급 로켓엔진에 있어 추진제의 분무, 기화, 혼합, 연소를 포함하는 수치해석을 수행하였다. 1/6 조각의 연소실을 격자로 생성하였으며, 세 가지 종류의 액상추진제(케로신, 과산화수소, 물)가 속이 빈 콘 형태로 공급되는 분무를 모사하였고, Rosin-Rammler 함수에 따른 액적크기 분포를 가정하였으며, 연소 해석에는 Eddy-dissipation model 을 사용하였다. 본 계산에서는 작은 연소실 크기, 그리고 과산화수소 및 물의 큰 잠열 및 비열로 인하여 평균 액적 크기 변화에 따라 큰 성능의 차이를 나타냈으며, 평균 액적 크기가 30 micron 인 경우 가장 좋은 추진성능을 보여주었다. The numerical simulations on 500-N class rocket engine using 96 % hydrogen peroxide and kerosene have been conducted, considering atomization, evaporation, mixing and combustion of propellants. The grid containing 1/6 part of combustion chamber has been generated. It is assumed that 3 kinds of liquid-phase propellants (kerosene, hydrogen peroxide and water) were injected as hollow cone spray pattern and used Rosin-Rammler function for distribution of droplet diameter. For the calculation of combustion the eddy-dissipation model was applied. Owing to small size of combustion chamber, in addition, large specific heat and latent heat of hydrogen peroxide and water the propulsion characteristics were highly influenced by the size of droplet particles, and in this analysis the engine with droplet particles of 30 micron in average showed the best propulsion performance.