화염전달함수와 Helmholtz solver를 이용한 모델 연소기의 연소불안정 연구

김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi),김대식(Daesik Kim),차동진(Dong Jin Cha) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

본 연구에서는 최근에 개발된 Helmholtz solver를 이용하여 예혼합 가스터빈 모델 연소기에서 종방향 음향 모드로 발생하는 자발 연소불안정을 해석하였다. 음향섭동에 대한 화염의 응답특성은 속도감응 시간지연모델을 적용하였으며, 모델 파라미터들은 실험으로부터 계측된 화염전달함수를 통해 결정하였다. 연소실 길이를 변경시켰을 때, 연소시험 결과와 유사한 구간에서 2차 종 방향 모드의 자발 불안정이 예측되었으며, 입구의 음향 특성은 연소불안정의 발생 여부뿐만 아니라 공진 주파수와 모드 형태에도 큰 영향을 미치는 것으로 나타났다. This study investigated numerically longitudinal combustion instability of a lean premixed model gas-turbine combustor using a recently developed Helmholtz solver. The response of heat release rate to acoustic perturbation was modeled based on the velocity-sensitive time-lag theory, whose parameters were determined by experimentally measured FTF (Flame Transfer Function). The present model predicted spontaneous instabilities in second longitudinal mode for certain range of combustion chamber length, which is in line with the experiment. The numerical result clearly reveals that the acoustic boundary condition at the inlet affects greatly the resonant frequency and mode shape of the combustion instability as well as its growth rate.

케로신/액체산소 동축 와류형 분사기에 대한 수치해석 모델 고찰

김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

본 연구는 케로신과 액체산소를 추진제로 사용하는 동축 와류형 분사기를 해석하기 위해 체계적인 물리 모델링을 수행하였다. 먼저 초임계 압력 조건에서 나타나는 실제유체의 열역학 및 전달 물성치를 계산할 수 있는 서브루틴 라이브러리를 구축하였으며, 층류 화염편 해석 코드와 연동하여 케로신 난류 연소장의 국소화염구조를 해석하였다. 설계 목적에 맞는 계산 효율성을 확보하기 위해 동축 와류형 분사기는 RANS 기반의 2차원 축대칭 선회 유동으로 해석하였으며, 실험 결과가 존재하는 비연소 동축선회 제트 유동을 통해 예측정확도를 검증하였다. 실제 고압 연소를 수반하는 동축 와류형 분사기의 경우, 기존의 RANS 모델은 급격한 밀도 구배가 수반되는 선회 막 유동의 혼합층에서 과도한 난류확산을 야기하였으며, 난류모델의 수정을 위해 보다 심도 있는 연구가 필요할 것으로 판단되었다. The present study has been motivated by the development of a reliable numerical methodology for simulation of kerosene/LOx coaxial swirl injectors. To deal with thermodynamic non-ideality and anomalies of transport properties pronounced at supercritical pressures, a set of subroutine libraries has been constructed based on the cubic equations of state, and applied to an existing flamelet analysis code. For computational efficiency, two-dimensional axisymmetric RANS formulation with swirl was adopted and validated successfully against an isothermal coaxial swirling jet. For the actual problem with high pressure combustion, however, numerical results show that the RANS models yield excessive production of turbulence probably due to high density gradient magnitude in the vicinity of mixing layer of swirling film flow, and imply strongly further improvement of the turbulence models.

액체로켓 추력실 설계 및 성능 분석을 위한 통합해석기법 개발

김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

본 연구에서는 액체로켓 엔진용 재생냉각 추력실 내부에서 일어나는 연소와 냉각 과정을 통합된 방법으로 해석함으로서 초기 설계 단계에서 추력 성능, 냉각 특성, 무게 및 크기 간의 trade-off를 수행할 수 있는 수치해석 절차를 제시하였다. 또한 형상 설계, 성능 분석, 냉각 해석과 종합적인 설계 평가를 수행한 실제 적용 사례를 통해 설계 도구로서의 활용도와 신뢰도를 평가하였다. The present study presents a numerical methodology for early conceptual trade-off study between propulsive performance, cooling efficiency, weight and size, in which combustion and cooling precesses in regeneratively cooled rocket thrust chamber are interactively simulated. To address the capabilities and reliability of the design tool, some application results are given involving contour design, performance analysis, and wall cooling prediction as well as a systematic design evaluation.

복합열전달 해석을 이용한 배플 분사기 설계 개선

김성구(Seong-Ku Kim),한영민(Yeoung Min Han),최환석(Hwan Seok Choi) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.4

배플 분사기는 연소실 안으로 돌출되어 횡 방향 모드로 발생하는 고주파 연소불안정을 억제하는 배플을 형성한다. 고온의 연소가스에 노출되기 때문에 배플 분사기는 케로신 유로를 통해 자체 냉각이 가능하도록 설계한다. 20개의 나선형 냉각 채널을 갖는 배플 분사기가 개발되어 30톤급 연소기에 성공적으로 적용되어 왔으며, 별도의 외부 냉각을 필요로 하는 내열재 배플이 갖던 성능 감소 문제를 해결하였다. 본 연구는 케로신 냉각유로의 설계를 개선함으로서, 냉각 성능을 만족하는 범위 내에서 제작성을 향상시켜 연소기 대형화로 인해 증가하는 배플 분사기의 제작 비용을 절감하는 데 목적을 두었다. 이를 위해 배플 분사기에 대한 복합열전달 해석을 수행하였으며, 설계 수정된 배플 분사기는 75톤급 실물형 연소기에 적용하기 전에 축소형 연소기의 연소시험을 통해 열 내구성을 검증하였다. Baffle injectors are protruded into the combustion chamber and form an anti-pulsating baffle to prevent high-frequency combustion instabilities in transverse modes. Being exposed to a high heat-flux environment, the baffle injector has self-cooling passages through which kerosene is convected and heated. The baffle injector with 20 spiral cooling channels has been developed and successfully applied to 30 tonf-class combustors without any performance loss due to an additional cooling. In this work, numerical analysis of conjugate heat transfer in baffle injectors with various cooling channel designs has been performed in order to reduce the fabrication cost which would be considerably increased for the 75 tonf-class combustor. Prior to the application to a full-scale combustor, the thermal durability of the modified design has been verified through the subscale hot-firing tests.

액체로켓연소실의 양 방향 재생냉각유로 설계/해석

김성구(Seong-Ku Kim),김종규(Jong Gyu Kim),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1

30톤급 액체로켓엔진용으로 개발된 일체형 재생냉각 연소기는 연료를 확대노즐부의 중간에서 공급하는 방식으로 설계되었으며, 노즐 끝단에서 공급되는 방식에 비해 냉각유로는 복잡해지지만 열유속이 상대적으로 낮은 확대노즐부의 냉각유량을 줄임으로서 압력손실을 감소시키는 동시에 공급라인을 포함한 연소기 전체 외경이 줄어들어 엔진 구성에 유리한 장점을 있다. 본 연구에서는 이와 관련한 연료링과 양 방향 냉각채널, 그리고 연결/분기 유로에 대해 수치해석을 통한 세밀한 설계검토를 수행하였다. The 30 tonf-c1ass liquid rocket combustor currently being developed is designed to connect the fuel feeding line at a middle position of the supersonic nozzle in order to reduce both pressure loss in the regenerative cooling passage and overall envelope of the thrust chamber in spite of increase in design complexity. To verify the design of cooling passages including fuel ring, connecting holes, two-directional cooling channels and collectors, numerical analysis has been performed.

케로신/액체산소의 고압 연소해석을 위한 열역학/전달 물성치 해석 패키지 개발

김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5

초임계 압력 조건에서 분사된 액체추진제의 혼합 및 연소 현상을 해석하기 위해서는 열역학적 비이상성과 전달 물성치의 특이성을 예측하는 것이 선행되어야 한다. 본 연구에서는 일반화된 3차 상태방정식(cubic EoS)을 기반으로 실제유체의 열역학/전달 물성치를 계산하는 서브루틴들을 개발하였으며, 표준 화학반응 패키지인 Chemkin과 쉽게 연동될 수 있도록 하였다. 실제유체 해석 패키지를 이용하여 기존의 층류화염편 코드를 확장하였으며, 실제 로켓엔진이 갖는 고압 연소조건하에서 케로신과 액체산소의 국소화염구조에 대한 수치해석 연구를 수행하였다. The modeling of thermodynamic non-idealities and transport anomalies is a crucial prerequisite to realistically simulate the mixing and combustion processes of liquid propellants injected above critical pressures. This study has developed a specific set of subroutines to calculate the thermodynamic and transport properties based on the generalized cubic equation of state (EoS) in a coupled manner with the standard chemical kinetics packages (Chemkin). The existing flamelet analysis code is extended with the real-fluid package and applied to numerical investigation of local flame structures of kerosene and liquid oxygen at high pressure conditions relevant to the actual rocket engines.

5개 블레이드 배플이 설치된 로켓엔진 연소실의 상온음향해석

김성구(Seong-Ku Kim),손채훈(Chae Hoon Sohn),김홍집(Hong Jip Kim) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.2

음향 불안정을 억제할 수 있는 수동제어기구로서 배플의 불안정 억제 효과를 파악하기 위하여 배플이 장착된 연소실의 음향학적 특성을 모드 해석과 조화 해석을 통하여 수치해석하였다. 채택된 배플은 1개의 허브와 5개의 블레이드를 가진다. 압력 섭동의 노드에 허브를 위치시킨 배플일 경우에는 1R 모드의 공진주파수 감소와 감쇠인자에는 좋으나, 허브내에서 또다른 1T 모드가 형성되는 문제가 생겼다. 권장되는 크기의 허브에 대하여 축방향의 길이를 변화시켜가면서 해석하였다. 유해한 주요 음향 모드에 대하여 공진주파수 감소와 감쇠인자를 계산하여 배플 형상이 음향 감쇠효과에 미치는 영향을 정량적으로 분석하였다. 배플의 축방향 길이가 증가함에 따라 횡방향의 음향모드의 공진주파수가 감소하였고, 감쇠인자 또한 증가하였다. 종합적으로 음향해석은 비연소 음향시험과 더불어 연소불안정 억제를 위한 수통제어기구의 설계에 있어 유용하게 활용될 수 있을 것이다. Acoustic characteristics of baffled combustion chamber are numerically investigated. A hub-blade baffle of 5 blades is selected as a candidate one and five variants of baffles with various configuration are designed. Resonant frequency shift and damping factor are analyzed quantitatively as damping parameters. When the hub is located radially at the pressure node, the decrease of resonant frequency and increase of damping factor in 1R mode are dominant. But inner-1T mode is formed within hub. For smaller hub size, four kinds of axial baffle length is selected. For various axial baffle length, resonant frequency shift and increase of damping factor of transverse acoustic modes are obtained. The present study based on linear acoustic analysis is expected to be a useful confirming tool to predict acoustic field and design a passive control devices such as baffle and acoustic cavity.

로켓엔진 연소기 설계의 음향안정성 평가를 위한 해석코드 개발

김성구(Seong-Ku Kim),김홍집(Hong Jip Kim),손채훈(Chae Hoon Sohn) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.6

고주파 연소불안정을 억제/방지하기 위해서는 가장 먼저 로켓엔진 연소기 내에서 나타나는 음향학적 특성을 파악하여야 하며, 수동안정화기구의 장착에 따른 음향안정성 여분을 정량적으로 비교/평가하는 것이 필수적이다. 본 연구에서는 기존의 실험적 평가방법을 대체할 수 있는 3차원 음향 해석코드를 개발하였으며, KSR-Ⅲ 엔진 개발과정을 통해 수행되었던 상온음향 시험결과와 비교를 통해 신뢰도를 검증하였다. 연소기내의 주파수 응답특성을 잘 예측하였으며, 특히 배플 장착에 따른 음향감쇠효과를 정량적으로 나타내는 감쇠인자비와 공진주파수 변이에 대해 실험결과와 일치하는 결과를 나타내었다. 따라서 향후 수동안정화기구를 설계/해석하는 데 있어 유용하게 활용할 수 있을 뿐 아니라, 연소안정화와 관련된 다양한 연구에 폭넓게 활용될 수 있을 것으로 판단된다. In this study, a three-dimensional finite-element analysis code has been developed to predict acoustic behaviors in rocket combustion chambers and to quantitatively evaluate acoustic stability margins for various designs with passive stabilization devices such as baffle and acoustic resonators. As a validation case, computations are made for combustion chambers with/without a hub-and-six-blade baffle which are developed in the KSR-Ⅲ Development Program. Compared with experimental results from ambient acoustic test, the numerical approach reasonably well predicts acoustic pressure responses to acoustic oscillation excitation for both unbaffled and baffled combustion chambers and yields quantitatively good agreement for acoustic damping effects of baffle installation in terms of damping factor ratio and resonant frequency shift.

비정상 층류화염편 모델을 이용한 비예혼합 난류화염 해석

김성구(Seong-Ku Kim),강성모(Sungmo Kang),김용모(Yong-Mo Kim) 한국연소학회 2000 KOSCOSYMPOSIUM논문집 Vol.- No.-

Laminar Flamelet Model을 이용한 비예혼합 난류제트화염의 연소과정 및 NO 생성 해석

김성구(Seong-Ku Kim),김후중(Hoo-Joong Kim),김용모(Yong-Mo Kim) 한국연소학회 1999 KOSCOSYMPOSIUM논문집 Vol.- No.-