하이브리드 로켓 연소당량비 변화에 따른 압력진동 변화

이동언(Dongeun Lee),문영주(Young Joo Moon),안종인(Jong In An),이창진(Changjin Lee) 한국항공우주학회 2017 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2017 No.4

하이브리드 로켓 시스템을 이용한 농후연소 가스발생장치

이동언(Dongeun Lee),이설하(Sulha Lee),이창진(Changjin Lee) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

후방연소 하이브리드는 기존 하이브리드와 비슷한 연소과정을 가지고 있지만, 1차 연소에서 농후연소 가스를 생성하며 여기에 추가적으로 (2차적으로) 들어오는 산화제와 2차 연소를 하는 과정을 갖는다. 본 연구는 1단계 목표인 하이브리드 시스템을 적용한 농후 연소 가스 생성이다. 기존 연구들을 바탕으로 당량비 3 이상, 가스온도 1500 K 이하를 목표범위로 설정하였다. 그리고 연료 길이, 연료포트 지름, 연료 타입, 산화제 타입을 바꿔가며 당량비에 영향을 미치는 인자를 실험을 통해 확인하였다. 결과적으로, PMMA연료와 본 실험 조건으로는 최대 당량비 1.69, 가스온도 1970 K 인 농후 연소 가스를 생성하였다. Afterburner hybrid has similar combustion process as classical hybrid, but generating fuel-rich gas and additional oxidizer is added in an afterburning combustion chamber. The main objective of current study is to demonstrate and evaluate the performance improvement comparing to classical hybrid. To do this, first goal is to generate fuel-rich gas with hybrid rocket system with target equivalence ratio of 3 or larger and gas temperature of less than 1500 K, which based on formal studies related to fuel-rich gas generator. To make fuel-rich gas, this study performed tests with different equivalence ratio affecting parameters such as fuel length, fuel port diameter, fuel type and oxidizer type. As a result, with use of PMMA fuel and limitation of experimental set-up, maximum equivalence ratio of 1.69 and gas temperature of 1970 K are presented.

다단 하이브리드 로켓 2차 연소실 연구

이동언(Dongeun Lee),이창진(Changjin Lee) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

다단(staged) 하이브리드 로켓은 하이브리드 로켓의 장점을 유지하며, 연소중 산화제/연료 혼합비(O/F ratio)가 변하는 단점을 최소화하는 새로운 개념의 로켓이다. 다단 하이브리드 로켓 2차 연소실은 로켓의 연소성능을 결정하는 중요한 인자 중 하나이며, 본 연구는 이 부분에 초점을 맞추고 있다. 보다 효율적인 연구를 위해 우선적으로 CFD (Computational Flucid Dynamics) 모델링을 통해 실험조건에 따른 연소성능을 판단하였으며, 최종적으로 선정된 몇 개의 조건에 대해 연소실험을 진행하여 연소성능을 평가하였다. 참고문헌에 따르면, 일반적인 화학로켓의 연소효율은 90% 이상이다. 이에, 본 연구에서는 연소실 형상과 유동조건 변화에 따른 연소성능을 평가하고, 최종적으로 90% 이상의 연소효율을 만족하는지 확인하였다. Staged hybrid rocket engine (HRE) is a concept which minimizes the performance variation with respect to O/F shifting, while maintaining the key advantages of HRE..A key component of a staged HRE is the secondary combustion, and this has been the focus of present paper. In order to maximize the combustion performance, it is vital to have a good oxidizer/effluent mixing and therefore studying of this mixing characteristic is essential. Also, to maximize the benefit of experimental tests, it is necessary to choose and narrow down a test matrix that would likely perform a good combustion performance. Therefore, the sensitivity of configurations and flow conditions, including inlet angles, inlet diameters, and O/F momentum ratio, on mixing and combustion performances should be firstly investigated.

다단 하이브리드 로켓에서의 고체 산화제(AP) 연소특성

이동언(Dongeun Lee),이창진(Changjin Lee) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

본 논문은 하이브리드 가스발생기를 적용한 다단 하이브리드 로켓을 제안하고 있다. 다단 하이브리드 로켓은 일반적인 하이브리드 로켓과 비교하여 높은 운용 비추력 성능, 낮은 수명주기비용을 가지며, 고체 추진제 가스발생기 하이브리드 로켓과 비교하여 높은 안정성, 엔진 정지 및 재시작, 그리고 압력변화에 적은 성능변화의 장점을 가지고 있다. 본 연구 목적은 고체 산화제 첨가에 따른 다단 하이브리드 로켓의 성능변화 분석이다. AP 비첨가 추진제와 비교시, 10 wt%의 AP 고체 산화제가 첨가된 혼합 추진제에서 보다 적은 연소 중 O/F비 변화률과 향상된 반경반향 온도 프로파일은 갖는 연소가스를 생성한다. 또한, AP 첨가에 따라 비추력 성능이 증가되는 것을 확인하였다. The two-stage hybrid rocket engine (HRE) with hybrid gas generator (GG) approach offers numerous advantages over solid propellant GG and classical HREs. Advantages include higher specific impulse in operation, less life cycle costs over classical HRE and less sensitive combustion to pressure variation over solid propellant GG HRE. This study focuses on effect of embedded oxidizer on combustion characteristics in staged HRE. Addition of 10 wt% AP in solid fuel was concluded to be beneficial. AP addition in hybrid GG was proved to provide better operational performance with less O/F variation, and to improve radial temperature profiles. Moreover, based on theoretical calculation, AP addition improved the overall Isp performance.

다단 하이브리드 로켓에서 AP 첨가 추진제의 연료과농 연소

이동언(Dongeun Lee),이창진(Changjin Lee) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.7

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 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.

혼합식 가스발생기의 연료과농 연소특성

이동언(Dongeun Lee),이창진(Changjin Lee) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.7

본 논문은 하이브리드 로켓 성능향상을 위하여 가스발생기형과 후방 연소형 개념을 결합한 혼합형 하이브리드 로켓을 제안하고 있다. 특히 고체 추진제를 사용하는 기존의 가스발생기와 달리, 고체연료와 액체/기체 산화제를 적용한 혼합식 가스발생기를 제안하였으며 혼합식 가스발생기의 연료과농 연소특성을 확인하기 위하여 연료 길이, 산화제 유량, 연료 내경 그리고 연료 종류를 변화하며 연소가스 온도 변화를 측정하였다. 그러나 이들 인자 변화에 의한 온도변화가 매우 제한적이므로 또 다른 인자로 O₂와 N₂를 혼합한 혼합산화제를 사용하였다. 이때 가스발생기의 연소가스 온도의 요구조건은 1600 K이하로 설정하였으며 연소 시험에서 혼합식 가스발생기는 온도조건을 만족하는 연료과농 연소가스가 생성되었음을 확인하였다. 그러나 온도에 따른 검댕의 발생특성과 다른 이전 연구들에서 제시하는 가스발생기 연소가스 온도 요구조건이 1200 K이하임을 고려할 때, 최종적으로 이 조건을 만족하는 연료과농 연소가스를 생성할 계획이다. In this study, a combined hybrid rocket system is newly introduced which has characteristics of both gas generators and afterburner type hybrid rockets. In particular, a combined gas generator utilizing solid fuel and liquid/gas oxidizer was designed as a primary combustor of the system. Combustion tests were carried out with various equivalence ratio affected by parameters such as fuel length, oxidizer flow rate, fuel port diameter and fuel type. In general, fuel-rich gas generator produces low combustion gas temperature to meet the temperature requirement and the target temperature was transiently set less than 1600 K. Since it was found that controlling parameters showed limited effects on the change of equivalence ratio, mixture of O₂ and N₂ as an oxidizer was additionally introduced. As a result, a combined gas generator successfully produced combustion gas temperature of less than 1600 K Future studies will carry out more combustion tests to attain fuel-rich combustion gas temperature less than 1200 K, which was a temperature requirement of a gas generator system in the previous studies.

다단연소 하이브리드 로켓용 연료과농 가스발생기에서의 O/F 비에 대한 혼합 산화제 & AP 영향 분석

이동언(DongEun Lee),이창진(ChangJin Lee) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

본 논문은 하이브리드 로켓 단점 개선 및 성능 향상을 위해 다단연소 하이브리드 로켓 개념을 제안하고 있다. 일반적인 하이브리드 로켓 및 후방연소형 하이브리드 로켓과 비교하여, 연소 중 O/F 비 변화가 적으며, 1차적으로 낮은 연소가스 온도 생성한다는 장점을 갖는다. 여러 연구에 따르면, 연료과농연소 구간에서는 연료희박 구간과 비교하여, 연소 중 O/F 비 변화율이 적으며, 또한 이로 인한 연소성능 감소가 최소화 될 수 있다고 보고되었다. 본 연구는 O/F 비를 감소시키기 위해 HTPB와 AP를 이용한 혼합 추진제를 사용하였으며, 산화제는 O2와 N2의 비율을 달리한 혼합 산화제를 사용하였다. 연료과농 가스발생기의 연소가스 온도조건(1300 K이하) 달성여부를 판단하기 위해 온도 측정을 하였으며, 연소실험을 통해 각 조건에 따른 O/F비, 당량비 그리고 연소가스 온도 영향을 분석하였다. In this study, a staged hybrid rocket system is introduced which has several advantages over classical and afterburner type hybrid rockets, such as; minimum O/F shifting during the burn, low combustion gas temperature. For the operation in fuel rich combustion region(low O/F ratio), several reports showed that there would be less O/F shifting and its effect on combustion efficiency drop compare to fuel-lean region(high O/F ratio) operation. Therefore, this study used HTPB/AP as the fuel combination and O2/N2 for the mixed oxidizer combination to lower the O/F ratio. Moreover, temperature was measure at each test to meet the gas generator temperature requirement, which is below 1300 K. Series of combustion tests were carried out with respect to O/F, equivalence ratio and combustion gas temperature.

하이브리드 로켓에서의 압력진동과 연소진동의 발생과 저 주파수 연소 불안정성

채희상(Heesang Chae),이동언(Dongeun Lee),이창진(Changjin Lee) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2018 No.4