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하성업(Seong-Up Ha),문윤완(Yoon-Wan Moon),류철성(Chul-Sung Ryu),한상엽(SangYeop Han) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.4
KSR-Ⅲ 비행용 액체추진제 로켓엔진의 각 성능 변수 간 상관관계를 파악하기 위하여, 엔진 지상연소시험의 결과에 대한 분석이 수행되었다. 내열재 연소실의 삭마에 따른 변화를 고려하였으며, 산화제/연료 비에 의한 변화를 무시한 선형 희귀분석과 이를 포함한 이변수 이차 회귀분석이 수행되었다. 선형 회귀분석은 간단하면서도 분석영역 내에서 1 % 이내의 오차율을 가지는 매우 실용적인 방법임을 보여주었다. 또한 이변수 이차 회귀분석 결과는 분석영역 내에서 매우 높은 정확도의 예측이 가능하였으며, KSR-Ⅲ 엔진의 추력(혹은 비추력) 및 연소실 압력(혹은 특성속도)에 대한 최적 산화제/연료 비가 각각 2.22와 2.17인 것으로 분석되었다. To understand the each performance parameter correlation of flight type liquid-propellant rocket engine for KSR-Ⅲ(Korea Sounding Rocket-Ⅲ), the analysis of engine stand-alone combustion test results was carried out. Considering the variation of ablative material combustion chamber caused by erosion, linear regression analysis that ignores oxidizer/fuel ratio effect and two-variable 2nd-order polynomial regression analysis that considers oxidizer/fuel ratio change were performed. It can be described that linear regression analysis is simple and very practical method, and can predict the performance within 1% error inside analyzed region. And two-variable 2nd-order polynomial regression analysis can predict with very high accuracy inside region and shows that KSR-Ⅲ engine’s optimum oxidizer/fuel ratio for thrust(or specific impulse) is 2.22 and that for combustion chamber pressure(or characteristic velocity) is 2.17.
하성업(Seong-up Ha),이선미(Seon-mi Lee),강상훈(Sang-hun Kang),이수용(Soo-yong Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
단일 삼중분사기 예연소기 연소현상에 대한 수치해석을 수행하였다. 10개의 화학종을 가지는 PDF 연소모델을 사용하였으며, 천이임계 및 초임계 조건을 포함한 실제기체 조건을 반영하기 위하여 밀도와 비열비는 SRK 모델을, 그리고 난류모델은 강한 선회유동에 적합한 RSM을 적용하였다. 화염은 연료와 산화제 사이의 포스트에 부착된 형태를 보였으며, 강한 선회유동에 의해 구속된 채 높은 온도에서 강한 연소가 진행되었고, 이후 빠르게 희석되어 가는 형태를 나타내었다. Numerical analysis on combustion of preburner with single triplex injector has been carried out. PDF combustion model considering 10 chemical species was applied. In order to consider real gas effect including transcritical and supercritical condition, SRK model was selected for calculating of density and specific heat, and RSM was applied for the calculation of high-swirl turbulent flow. Flame was anchored to the post between fuel and oxidizer. Combustion took place intensively with high temperature being trapped in high swirl flow, and it is rapidly diluted.
하성업(Seong-up Ha),문일윤(Il-Yoon Moon),강상훈(Sang-Hun Kang),문인상(Insang Moon),이수용(Soo-Yong Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
산화제 과잉 삼중분사기에 대한 설계와 제작이 이루어졌으며, 이를 사용한 단일분사기 예연소기가 제작되어 연소시험을 수행하였다. 1100㎐의 1L 모드 고주파 불안정과 100 ㎐ 저주파 불안정이 관찰되었으며, 연소실 직경 수정과 터뷸런트 링 적용에 의해 고주파 불안정은 억제되었다. 현재는 저주파 압력섭동 억제에 주안을 두고 연구가 진행중에 있다. Uni-element preburners using a oxidizer-rich triplex injector have been designed and tested. During combustion tests 1L mode high-frequency instability of 1100 ㎐ and low-frequency instability of 100 ㎐ were observed. High-frequency instability has been suppressed by reducing chamber diameter and applying turbulent rings in combustion chamber. Recently, research to reduce low-frequency instability is in progress.
하성업(Seong-Up Ha),권민찬(Min-Chan Kwon),서견수(Kyoun-Su Seo),한상엽(SangYeop Han) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.7
로켓추진기관에 있어 과산화수소는 단일추진제와 이종추진제의 산화제로 사용되어 왔다. 과산화수소는 추력기용으로 사용된 최초의 단일추진제였으나, 후에 보다 비추력이 높고 저장성이 좋은 하이드라진으로 대체되었고, 터보펌프 구동용으로는 여전히 사용되어지고 있다. 이종추진제의 산화제로서는 1970년대까지 사용되었다. 1990년대에 들어서 저비용, 친환경적인 개발이 중요하게 대두되면서 과산화수소는 다시 개발자들의 관심의 대상이 되었다. 과산화수소의 저장성능이 과거에 비해 크게 개선되었으며, 케로신/과산화수소를 추진제 조합으로 사용하는 경우 케로신/액체산소를 사용하는 경우에 비하여 가속성능은 다소 떨어지나, 높은 추진제밀도와 O/F 비로 인하여 유사한 가속성능을 얻을 수 있으며, 연소생성물 역시 더욱 청정하였다. In the field of rocket propulsion system hydrogen peroxide has been used as mono-propellant and as the oxidizer of bi-propellants. At the beginning, hydrogen peroxide was used as mono-propellant for thrusters, but later it had been replaced by hydrazine, which has better specific impulse and storability. On the other hand, to drive turbo-pumps, hydrogen peroxide is still being utilized. As the oxidizer of bi-propellants it was used until 1970's and from 1990's hydrogen peroxide once again got back to developer's interest, because one of the recent development purposes of rocket propulsion system is low-cost and ecologically-clean. Until now the storability of hydrogen peroxide has been remarkably improved. The combination of Kerosene/H₂O₂ also shows similar accelerating performance to Kerosene/LOx combination because of higher propellant density and higher O/F ratio, even though the propulsion performance is not as good as the combination of Kerosene/LOx. Moreover, its combustion products are much cleaner than Kerosene/LOx combination.
500 N급 과산화수소/케로신 로켓엔진의 추진제 액적 분무와 증발을 고려한 연소 수치해석
하성업(Seong-up Ha),이선미(Seon-mi Lee),문인상(In-sang Moon),이수용(Soo-yong Lee) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.10
96% 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 500 N 급 로켓엔진에 대하여 추진제의 분무, 기화, 혼합, 연소를 포함하는 수치해석을 수행하였다. 1/6 조각의 연소실을 격자로 생성하였으며, 세 가지 종류의 액체상 추진제(케로신, 과산화수소, 물)가 속이 빈 콘 형태로 공급되는 분무를 모사하였고, Rosin-Rammler 함수에 따른 액적크기 분포를 가정하였으며, 연소 해석에는 와류소산모델을 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 micron인 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 its propellants. The grid containing 1/6 part of combustion chamber has been generated and it is assumed that 3 kinds of liquid-phase propellants (kerosene, hydrogen peroxide and water) were injected as hollow cone spray pattern, using 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 and large specific heat / 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 has shown the best propulsion performance.
하성업(Seong-up Ha),문일윤(Il-yoon Moon),문인상(Insang Moon),조원국(Won-Kook Cho),이수용(Soo-yong Lee) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
액체추진제 로켓엔진의 추진성능은 비추력으로 대표되며, 비추력은 추력, 온도, 압력, 추진제 부피유량 등 다양한 계측량으로부터 계산되고, 이 물리량들이 가지는 오차 또한 함께 반영된다. 현재 연소시험장에서 일반적으로 구축된 수준으로는 1초 내의 정확한 비추력 값을 계측할 수 있다고 말할 수 없다. 본 논문에서는 비추력 환산을 위한 계측요소와 그 오차를 살펴보고 비추력 절대값의 한계를 파악하여 보고자 한다. The propulsion performance of liquid propellant rocket engine can be expressed as specific impulse, calculated from measured values such as thrust, temperature, pressure, propellant volume flow, etc, and specific impulse also includes the errors of such values. It is hard to say that accurate specific impulse can be measured within 1 sec. in combustion test stand with conventional measurement system. In this paper measurement values and their errors are reviewed and the limitation of specific impulse evaluation is examined.