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하이브리드 로켓 추진 시스템의 혼합 연소실 적용에 따른 Trade-off 평가
김학철,문근환,문희장,김진곤,Kim, Hakchul,Moon, Keunhwan,Moon, Heejang,Kim, Jinkon 항공우주시스템공학회 2016 항공우주시스템공학회지 Vol.10 No.3
The intermediate mixing chamber is one of various methods for improving the regression rate and combustion efficiency of the hybrid rocket. The mixing chamber with its non-combustible material makes the propulsion performance increase, but it leads to a low fuel-loading density in the combustion chamber; therefore, this performance-related trade-off between the mixing chamber and the low fuel-loading density was studied. In this study, the trade-off was conducted by comparing the intermediate-mixing-chamber case with a w/o-mixing-chamber case. The small hybrid-sounding rocket is designed with internal ballistics for comparing the rocket length to the weight. In addition, an external ballistic analysis was conducted for comparing the performances of the w/- and w/o-mixing-chamber cases. As a result, the intermediate-mixing-chamber case shows that the length and the weight were decreased to 12 % and 8 %, respectively; furthermore, when compared with the normal cases, the estimated altitude result of the w/-mixing-chamber case was increased to approximately 75 m.
하이브리드 로켓에서의 연료 표면 온도 측정에 관한 연구
김학철(Hakchul Kim),우경진(Kyoungjin Woo),이정표(Jungpyo Lee),김기훈(Gihun Kim),조정태(Jungtae Cho),김수종(Soojong Kim),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5
일반적으로 하이브리드 연소를 모델링 할 경우 고체 연료의 표면 온도를 이용하여 후퇴율을 계산하기 때문에 정확하게 고체연료의 표면온도를 예측하는 것이 필요하다. 따라서 본 연구는 하이브리드 고체 연료에 열전대를 삽입한 후, 연소실험을 통해 연료의 표면 온도를 측정하였고, 본 연구에서의 산화제 유속 범위에서의 고체 연료 표면 온도 변화를 고찰하였다. To estimate the surface temperature for the hybrid solid fuels correctly is very important for the modelling of the hybrid combustion. Because it is used for the calculation of regression rate. In this study, The measurement of the surface temperature were performed with the solid fuels inserted the thermocouple. Its variation was investigated in the range of mass flux for an oxidizer.
비연소성 다이아프램의 설치 위치에 따른 하이브리드 연소기의 연소 특성 연구
김학철(Hakchul Kim),문근환(Keunhwan Moon),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
본 연구에서는 비연소성 다이아프램의 설치 위치에 따른 하이브리드 연소기의 후퇴율 및 연소효율 특성에 관한 연소실험을 수행하였다. 고체 연료의 전방으로부터 25%, 50%에 설치하였을 때 설치 위치에 따른 후퇴율 및 연소 효율은 큰 차이가 없었으며 다이아프램 설치로 인한 효과는 국부적인 영향을 주었을 것으로 판단된다. The hybrid combustion were performed with the different diaphragm position for the experimental studies on characteristic of regression rate and combustion efficiency. The diaphragm was installed in 25% and 50% of fuel length from the front of solid fuel, respectively. As results of experiments, the position of diaphragm has small effect on the regression rate and combustion efficiency. It is considered that the diaphragm has local effect near the diaphragm.
혼합 연소실 길이 변화에 따른 하이브리드 로켓의 연소특성 연구
김학철(Hakchul Kim),문근환(Keunhwan Moon),한승주(Seongjoo Han),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구는 하이브리드 로켓의 낮은 후퇴율과 낮은 연소효율을 개선하기 위해 연료의 중간에 혼합 연소실을 설치하여 연료와 산화제간 국부적인 혼합을 증대시킴으로서 단점을 보완하고자 했다. 연료와 산화제는 각각 HDPE와 GOX를 사용하였으며 혼합 연소실은 카본으로 제작하였다. 혼합 연소실의 길이를 10 mm, 20 mm, 30 mm으로 변경해 가며 혼합 연소실 길이에 따른 연소특성을 분석하였다. 후퇴율의 경우 혼합 연소실을 설치하지 않은 케이스 보다 각 각 23 %, 30 %, 34 % 증가함을 확인할 수 있었으며 특성속도 또한 혼합 연소실을 설치하지 않은 케이스 보다 증가함을 확인 할 수 있었다. In this study, a midst mixing chamber was established to improve the combustion efficiency and low regression rate by enhancing local mixing efficiency of fuel and oxidizer in hybrid rocket. The experimental studies using gaseous oxygen as oxidizer and HDPE(High Density PolyEthylene) as fuel were performed with a mixing chamber made from carbon graphite. The combustion characteristics were investigated in cases of different mixing chamber lengths which are 10mm, 20mm and 30mm. As a result, the regression rate is increased respectively 23 %, 30 % and 34 % compared to without mixing chamber. And the result shows that characteristic velocity also is increased.
김학철(Hakchul Kim),김준성(Junseong Kim),이훈기(Hunki Lee),엄원석(Wonsuk Ohm),성홍계(Honggye Sung),문희장(Heejang Moon),이도형(Dohyung Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
본 연구에서는 고체로켓 모터의 연소 불안정성을 예측하고 분석 할 수 있는 해석도구의 개발을 위해 음향에너지의 분석과 선형 안정성 해석을 수행하였다. 음향 해석의 경우 상용 프로그램인 COMSOL을 이용하여 단면적이 일정한 실린더 형상의 연소실 음향 해석 및 모드 해를 도출하였다. Culick에 의해 정립된 고체추진 로켓의 선형 안정성 해석에 기초하여 연소 불안정성을 진단하였으며 압력결합, 노즐감쇠, 입자감쇠의 안정성 요소(stability alpha) 외에 유동방향변환(flow turning) 요소와 점성감쇠(viscous loss) 요소를 추가하여 연료 표면 근처의 유동 및 점성효과를 추가하여 연소 불안정의 경향을 파악하였다. 또한 입자의 크기에 따른 주파수 영역별 연소 불안정 감쇠 특성을 파악하였다. Linear stability analysis for combustion instability within a cylindrical port of solid rocket motor has been conducted. The analysis of acoustic energy has been performed by a commercial COMSOL code to obtain the mode function associated to each acoustic mode prior to the calculation of stability alpha. An instability diagnosis based on the linear stability analysis of Culick is performed where special interests have been focused on 5 stability factors(alpha) such as pressure coupling, nozzle damping, particle damping and additionally, flow turning effect and viscous damping to take into account the flow and viscosity effect near the fuel surface. The instability decay characteristics depending on the particle size is also analyzed.
용융성 다이아프램을 이용한 하이브리드 로켓의 연소 특성 연구
김학철(Hakchul Kim),김수종(Soojong Kim),전두성(Doosung Jeon),우경진(Kyoungjin Woo),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
순수 파라핀에 10 wt%의 LDPE를 첨가한 용융성 혼합 연료로 제작한 다이아프램을 장착한 연료를 사용하여 하이브리드 로켓 연소 실험을 수행하였고 다이아프램이 없는 파라핀 연료의 결과와 비교하였다. 용융성 다이아프램을 설치한 경우 강화된 난류와 열전달로 인해 다이어프램 후방의 연료 후퇴율이 크게 증가하였으며 특성속도와 비추력이 증가하였다. 연소 불안정 해석에서는 심각한 연소 불안정이 관찰되지 않았다. 이를 통해 용융성 다이어프램이 용융성 연료를 사용하는 하이브리드 로켓의 낮은 연소 효율 개선에 효과적임을 확인하였다. Hybrid rocket combustion experiments using liquefying diaphragm made by blended liquefying fuel with 10 wt% of LDPE were performed. Results of experiments were compared to the those of pure paraffin. In case of using liquefying diaphragm, regression rate of rear fuel grain, characteristic velocity and specific impulse highly increased due to the induced turbulent intensity and heat transfer. The serious combustion instability was not observed in analysis of combustion instability. These results can imply that the liquefying diaphragm is efficient to improve low combustion efficiency in hybrid rocket using liquefying fuel.
김학철(Hakchul Kim),이훈기(Hunki Lee),엄원석(Wonsuk Ohm),성홍계(Honggye Sung),문희장(Heejang Moon),이도형(Dohyung Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
급격한 열 방출에 의해 발생되는 고체추진 로켓에서의 연소 불안정은 고체로켓의 개발에 큰 장애요소로 작용한다. 따라서 음향에너지의 분석과 선형 안정성 해석을 통해 연소 불안정성을 예측하고 제어할 수 있는 기법의 개발이 필요하다. 음향 해석의 경우 상용 프로그램인 COMSOL을 이용하여 단면적이 일정한 실린더 형상부터 단면적이 변하는 tapered 형상이 반영된 연소실의 음향 해석이 수행되었으며 모드 해를 도출하였다. 또한 Culick[3]에 의해 정립된 고체추진 로켓의 축방향 선형 안정성 해석에 기초하여 연소 불안정성을 진단하였으며 압력결합, 노즐 감쇄, 입자 감쇄에 대한 안정성 요소(α)의 경향을 파악함으로써 불안정 해석 tool 개발을 위한 기틀을 마련하였다. The combustion instability of the solid propellant rocket, triggered by a sudden heat release followed by pressure oscillations, is one of the huge obstacles for the development of rocket. Through the analysis of the acoustic energy and the linear stability, this study conducted the acoustic analysis of chamber having cylindrical port and tapered port using a commercial code (COMSOL). An instability diagnosis based on the linear stability analysis of Culick[3] is performed where special interests have been focused on stability factor such as pressure coupling, nozzle damping and particle damping. Through this study, the acoustic resonance mode and the linear instability margin were quantified providing a basis step for the development of combustion instability analysis tool.
혼합 연소실 설치 유무에 따른 하이브리드 연소기 trade off 성능비교
김학철(Hakchul Kim),문근환(Keunhwan Moon),주성민(Seongmin Joo),김준성(Junseong Kim),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
선행 연구를 통하여 하이브리드 로켓의 낮은 후퇴율과 낮은 연소효율을 개선하기 위해 연료에 혼합연소실을 설치하여 후퇴율과 연소효율이 증가하는 것을 확인하였다. 하지만 연료 중간에 불연소성 소재인 카본으로 제작한 혼합 연소실을 설치할 경우 추진제 충전율이 떨어져 실제 발사체에 적용할 경우 혼합 연소실 설치에 따른 성능향상과 추진제 충전율 저하에 따른 trade off를 수행할 필요가 있다고 판단하였다. 따라서 본 연구에서는 혼합 연소실을 설치한 케이스와 혼합 연소실 길이 만큼을 연료로 보상받은 케이스의 성능을 비교하였다. It was observed that regression rate and combustion efficiency increased by establishing intermediate mixing chamber. The intermediate mixing chamber makes increased propulsion performances, however, it leads to low volumetric fuel loading by adding non-combustible materials in the combustion chamber. Accordingly the trade off study was conducted by comparing the established intermediate mixing chamber cases and the fuel added cases as much as mixing chamber length.
김시진(Sijin Kim),김학철(Hakchul Kim),김계환(Kyehwan Kim),박영훈(Younghoon Park),박선정(Sunjung Park),이동근(Donggeun Lee),김진곤(JinKon Kim),문희장(Heejang Moon),유영준(Youngjun You),권민찬(Minchan Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
본 연구는 하이브리드 로켓 모터의 수중추진기관 적용을 위한 초기연구로 Lab-scale 하이브리드 로켓 모터를 이용하여 수중연소시험을 수행하였다. 3 m x 1 m x 1 m 크기의 수조 내 바닥면에서 55 cm 위에 연소기를 위치하여 수중연소시험을 수행하였으며 아크릴판으로 제작된 파열판(rupture disk)을 이용하여 연소실 초기 기밀을 유지하였다. 산화제는 액체아산화질소(LN2O), 연료는 HDPE를 사용하였고 KNSB 추진제를 이용하여 점화하였으며 연소시험은 총 5초간 진행되었다. 수중연소시험 결과 설계 추력에 근접하는 추력을 얻을 수 있음을 확인하였다. In this study, underwater combustion test was performed using a lab-scale hybrid rocket motor. The purpose of this study is to find out the feasibility of underwater propulsion using hybrid rocket system. Combustor was located underwater above 55cm from the bottom of water tank where the size of water tank is 3m X 1m X 1m. The combustor was sealed by installing acrylic plate rupture disk at the nozzle exit. LN2O and HDPE were used as oxidizer and solid fuel respectively, while the KNSB propellant was used as the ignitor source. The combustion duration was set to 5 seconds, and it was confirmed that the measured thrust of underwater combustion test was close to the design thrust.