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.

다단연소사이클 로켓엔진 주연소기 분사기 설계 및 연소시험

하성업,김동기,문일윤,문인상,이수용 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

다단연소 사이클 로켓엔진 주연소기에 적용되는 분사기에 대한 설계가 이루어졌다. 이 분사기는 고온의 산화제과잉가스와 액체상태의 연료가 공급되기 때문에 기액분사기라는 명칭으로도 흔히 불린다. 분사기의 기체유로는 반파장 공명기의 형태를 가지고 있기 때문에 연소기의 연소불안정 억제기구로서의 역할 또한 수행할 수 있다. 설계는 주연소기의 형상, 분사기 배치, 산화제 기체유로, 연료 선회유로의 설계 순으로 진행되며, 형상이 간섭되는 경우 이를 해결하기 위한 반복계산이 요구된다. 단일분사기 예연소기 / 단일분사기 주연소기 연계시험이 수행되어 연소를 위한 분사기로서의 기능을 확인하였으며, 이를 바탕으로 60개의 분사기를 사용하는 실물형 혼합해드가 설계 제작되었다. 특별히 본 연구를 위한 연소시험 설비가 구축되었으며, 이 설비에서 실물형 예연소기와 터보펌프를 연계하는 파워팩 시험과 여기에 주연소기를 결합한 주요구성품 연계시험을 예정하고 있다. The injector for main combustion chamber of staged combustion cycle rocket engine has been designed. This injector is frequently called as gas-liquid injector, because high-temperature oxidizer-rich gas and liquid-state fuel are supplied to this injector. Gas passage of injector has the geometry as half-wave resonator, hence the injector can play a role as combustion instability suppression device. The geometry of injector is determined by the design of main combustion chamber profile, injector arrangement, oxidizer gas passage and fuel swirl passage in the order named. Sometimes iterative calculation is required in order to solve geometry interference problem. Combining test with uni-element preburner and uni-element main combustion chamber has been carried out, and the functionality of this injector has been verified. Based on these results full scale mixing head with 60 injectors has been designed and manufactured. Combustion test stand especially for this research work has been constructed. Power-pack test with actual-scale preburner and turbo-pump, and major-component combining test with main combustion chamber adding to power-pack will be conducted in this stand.

OGV 및 급경사 S형 유로설계에 관한 연구

하성업,김진한,이대성,J. F. Carrotte,P. M. Hield 한국항공우주학회 1999 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.- No.-

KSR-Ⅲ 액체추진기관 연소시험

하성업,류철성,조남경,설우석 한국추진공학회 2000 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2000 No.10

벽면적 최소화에 의한 로켓엔진 연소실 수축비 결정법 제안

하성업 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

연소실의 부피는 흔히 특성길이를 활용하여 결정하나, 지금까지 연소실 길이, 혹은 수축비의 결정은 설계자의 경험에 많이 의존해 왔다. 중대형 엔진의 경우 수축면적비는 대략 4~8 정도가 되지만, 추력기 급의 소형 엔진에서 이 값을 사용할 경우 지나치게 긴 연소실이 설계되기도 한다. 본 논문에서는 모든 크기의 연소실에 대하여 벽면적 최소화에 의해 열전달 면적을 최소화 하고 무게를 최소화 할 수 있는 연소실 수축비를 결정할 수 있는 방법을 제안한다. The combustion chamber volume is commonly determined by using the value of characteristic length, but so far the select of chamber length, or of contraction ratio, generally depends on designer"s experience. For the middle or large scale engines the contraction area ratio is usually chosen between about 4~8, however, if this value is applied for small scale engines, such as thrusters, the combustion chamber will become too slender. In this paper the method for the determination of contraction ratio for all-size combustion chambers to minimize their heat transfer area and mass by minimization of wall area is suggested.

무독성 상온저장성 산화제 사용이 발사체 속도증분에 미치는 영향

하성업,문인상,이수용,Ha, Seong-Eop,Mun, In-Sang,Lee, Su-Yong 한국천문학회 2012 天文學會報 Vol.37 No.2

로켓 혹은 우주발사체의 주엔진에는 대부분 연료와 산화제를 연소시켜 나오는 에너지를 사용하는 화학로켓이 주종을 이루어 왔다. 이러한 로켓엔진에서 그동안 연료로는 수소계, 탄화수소계, 아민계 등 다양한 화학물질이 사용되어 왔으나, 산화제로는 강한 산화성을 나타내면서 밀도가 높은 몇몇 물질만이 제한적으로 사용되어져 왔으며, 최근에는 주로 액체산소(LOx)와 사산화질소(N2O4)가 사용되고 있다. 그러나 산화제 중 액체산소는 극저온이면서 상대적으로 밀도가 낮고, 사산화질소는 강한 독성을 지니고 있으며 액체로 존재하는 구간이 좁아 연구 목적의 소형발사체를 구현하는 것에는 많은 어려움이 있다. 이러한 이유로 최근 소형발사체 개발분야에서는 상온저장성이면서 친환경적인 과산화수소(H2O2)와 아산화질소(N2O)를 산화제로 활용하는 것에 대한 관심이 고조되고 있으나, 대형 추진기관을 개발하는 연구자들로부터는 액체산소를 사용할 때 보다 엔진 자체의 비추력이 상대적으로 낮다는 이유로 활용이 외면되어 온 것이 사실이다. 본 연구에서는 엔진 자체의 추진성능 보다는 사실상 발사체의 목적이라고 할 수 있는 추진단 속도증분을 성능의 지표로 삼아 평가하였으며, 결과를 통하여 과산화수소와 아산화질소의 높은 밀도가 엔진의 낮은 비추력을 충분히 보상할 수 있음을 보였다. 과산화수소와 아산화질소는 교육/연구용 소형발사체 구성에 충분히 활용가능한 산화제이며, 실제 발사에서 충분한 비행성능을 기대할 수 있는 물질로 평가할 수 있다.

저주파 불안정 억제를 위한 로켓엔진 연소실 부피 결정법

하성업,이수용 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

일반적으로 로켓엔진 연소실 크기의 결정은 특성길이를 이용하는 방법이 널리 사용되어 왔다. 그러나 산화제 혹은 연료과잉의 가스발생기, 또는 소형로켓엔진의 경우 이 기준을 적용하여 설계할 경우 저주파 불안정을 동반하는 경우가 흔히 발생한다. 자동제어론의 관점에서 연소실 부피가 안정성에 미치는 영향에 대한 평가가 이루어졌으며, 산화제 과잉 예연소기의 경우 특성길이 추천치에 의한 연소실 부피의 3배 이상되는 부피를 가져야 함을 확인하였다. Characteristic length method for the determination of rocket engine combustion chamber volume has been widely used, but low frequency instabilities were often happened in oxidizer/fuel-rich gas generators or small rocket engines, whose combustion chambers were designed using a method of characteristic length. From the point of view of automatic control theory, the effect of combustion chamber volume on low-frequency stability has been analyzed, hence it can be said that more than 3 times of combustion chamber volume calculated from characteristic length method is necessary for oxidizer-rich gas generators.

노즐분공내 유체충돌이 있는 디젤노즐의 유동 및 분무특성 연구

하성업,김흥열,구자예,류구영,Ha, Seong-Eop,Kim, Heung-Yeol,Gu, Ja-Ye,Ryu, Gu-Yeong 대한기계학회 1997 大韓機械學會論文集B Vol.21 No.12

The nozzle length to diameter ratio of real diesel nozzles is about 2-8 which is not long enough for a fully developed and stabilized flow. The characteristics of the flow such as turbulence at the nozzle exit which affect the development of the spray can be enhanced by impinging the flow inside nozzle. The flow details inside the impinging nozzles have been investigated both experimentally and numerically. The mean velocities, the fluctuating velocities, and discharge coefficients in the impinging inlet nozzles, round inlet nozzle, and sharp inlet nozzle were obtained at various Reynolds number. The developing feature of the external spray were photographed by still camera and the droplet sizes and velocities were also measured by laser Doppler technique. The spray angle was greater and the droplet sizes near the spray axis were smaller with the impinging flow inside nozzle.

케로신 액체산소 다단연소사이클 로켓엔진 파워팩 시험

하성업(Seong-up Ha),김동기(Dongki Kim),문일윤(Il-yoon Moon),문인상(Insang Moon),이수용(Soo-yong Lee) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

차세대 로켓엔진 기술개발의 일환으로 다단연소 사이클 로켓엔진 요소기술에 대한 개발이 이루어졌다. 산화제 과잉 예연소기 개술, 추력제어 기술, 주연소기 기액분사기 설계기술, 내산화 내열 코팅기술 등 다단연소 사이클을 위한 다양한 기술이 개발되었다. 엔진 시스템 운영 능력 확인의 단계로서 파워팩 시험이 계획되었으며, 10초 연소시험을 성공적으로 마무리하였다. As a part of the development of next-generation rocket engine technology, key technology of staged-combustion cycle rocket engines has been investigated, such as the technologies of oxidizer-rich preburner, thrust control, gas-liquid injector for main combustion chamber, anti-oxidation and heat-resisting coating and so on. In order to confirm the ability of the management of engine system, powerpack test has been planned and 10 sec. combustion test has been successfully carried out.

액체추진제 로켓엔진 연소기 저주파 동특성

하성업(Seong-Up Ha),정영석(Young-Seok Jung),김희태(Hui-Tae Kim),한상엽(SangYeop Han),조광래(Gwang-Rae Cho) 한국추진공학회 2004 한국추진공학회지 Vol.8 No.4