하이브리드 로켓의 저주파수 연소 불안정성과 후연소실 연소 거동 :Low Frequency Instability and Post-chamber Behavior of Combustion in Hybrid Rocket

박경수

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자료유형: 학위논문

저자정보: 박경수 (건국대학교, 건국대학교 대학원)

지도교수: 이창진

발행연도: 2015

저작권: 건국대학교 논문은 저작권에 의해 보호받습니다.

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이 논문의 연구 히스토리 (8)

2015

광도측정에 의한 하이브리드 로켓 후연소실의 유동 가시화

박경수 , 최고은 , 이창진 한국항공우주학회지 2015.08 학술저널

하이브리드 로켓의 저주파수 연소 불안정성과 후연소실 연소 거동

박경수 항공우주정보시스템공학과 2015.01 학위논문

2014

연소실 형상 변화에 의한 하이브리드 로켓의 저주파수 연소불안정

박경수 , 이창진 한국항공우주학회지 2014.01 학술저널

2013

하이브리드로켓 연소의 저주파수 연소불안정

박경수 , 이창진 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2013.11 학술대회자료

하이브리드로켓 연소실 형상 변화에 따른 저주파수 압력진동

박경수 , 이창진 한국추진공학회 학술대회논문집 2013.05 학술대회자료

하이브리드로켓 연소실의 와류발생과 연소압력 진동

박경수 , 신경훈 , 이창진 한국항공우주학회지 2013.01 학술저널

2012

하이브리드로켓 연소실의 다이어프램에 의한 와류발생과 연소압력 진동

박경수 , 신경훈 , 이창진 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2012.11 학술대회자료

하이브리드로켓 연소실의 다이어프램에 의한 와류발생과 연소압력 진동

박경수 , 신경훈 , 이창진 한국추진공학회 학술대회논문집 2012.11 학술대회자료

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하이브리드 로켓 연소실험에서 발생하는 연소 불안정성은 저주파수 압력진동을 가진다. 이러한 저주파수 연소 불안정성은 다양한 종류의 압력진동이 서로 연결되어 발생하는 것으로 판단되나, 아직 명쾌한 메커니즘은 밝혀지지 않았다. 본 연구에서는 하이브리드 연소실험 장치를 이용하여 저주파수 불안정성이 발생하는 메커니즘을 조사하기 위해 다양한 길이의 연소실과 후연소실을 적용하여 실험적 연구를 수행하였다. 그 결과, 특정한 부피 비에서 압력진동이 크게 증폭되고, 10~20Hz의 저주파수 특성이 나타났다. 이는 고체 연료를 사용하여 나타나는 열적 지연에 의한 주파수 특성과 외부 교란이 간섭하여 공진으로 발전하는 것으로 판단하였다. 추가적으로 저주파수 연소 불안정성에 영향을 미치는 인자를 찾기 위해 매개변수분석을 수행하였다. 저주파수 연소 불안정성은 연소실 부피 비, 산화제 유량, 연료 종류와는 무관하지만 특정한 연료 내경에서 발생함을 확인하였다. 또한 후방링과 후향 계단 형상변화 실험을 통해 후향 계단에 의한 와류흘림이 저주파수 불안정성에 큰 영향을 미치는 것을 확인하였다. 그러나 저주파수 불안정성 발생을 근본적으로 억제하지는 못했다.
이를 통해 저주파수 연소 불안정성은 후향 계단으로 인한 와류흘림뿐만 아니라 다른 요인과 결합하여 외부교란을 야기 시키는 것으로 판단된다. 따라서 후연소실에서의 내부 유동을 가시화함으로써 유동 특성 및 광도 변화를 분석하여 연소가 저주파수 불안정성에 영향을 미치는지 확인하였다. 결과적으로 연소실 압력진동과 광도 변화가 동상으로 밀접하게 연관되어 있고, 불완전 연소된 연료가 유동에 영향을 미쳐 새로운 압력 교란을 발생시키는 것으로 판단된다. 위의 실험결과들을 종합해보면 저주파수 연소 불안정을 발생시키는 메커니즘은 열적 지연에 의한 압력진동과 후연소실에서 발생하는 큰 움직임의 와류흘림과 연소 특성이 연결된 외부 압력 교란과 함께 공진하여 발생하는 것으로 판단된다.

Hybrid rocket displays low frequency combustion instability which is observed as amplified pressure oscillations. Despite the fact that causes of the instability are not clearly understood yet, a coupling of various types of pressure oscillation from different sources is expected to be the primary cause of low frequency instability (LFI).
The purpose of this study was to investigate the triggering mechanism of LFI that is frequently observed in lab scale hybrid rocket motors. To this end, a series of experimental tests was designed and performed with selected parameters, including volume ratios between main and post chambers, oxidizer mass flow rates, fuel types and backward facing step configurations in the post chamber. As the results, experiments at specific volume ratio displayed a sudden amplification of combustion pressures exhibiting low frequency instability with peak frequency of 10~20Hz. In general, a thermal lag in the solid fuel is known as the source of typical oscillations with a frequency of 10~30Hz determined by a solid fuel type and combustion conditions. Therefore it was suggested that LFI was initiated as a result of the resonance of thermal lag and the unknown source of pressure perturbations caused by the change in the chamber configuration. The parametric study showed that the initiation of LFI of the hybrid rocket is independent of the volume ratio, oxidizer mass flow rates and fuel types but dependent on the fuel port diameter. Additional experiments were carried out to study the influence of the vortex shedding on the LFI by inserting a ring at the rear end of the fuel and changing the fuel shape at the rear end. However, these configuration variations did not prevent the LFI occurrence. Consequently, it was suggested that the interaction of unknown source and the vortex shedding generated at the backward facing step produces the external perturbation which then initiates the LFI.
The necessity of understanding the flow dynamics inside the hybrid rocket post chamber arose that visualization technique was applied. The flow characteristics as well as the light intensity variation were analyzed to see its effect on the LFI. As the results, relative phase behavior was found when the pressure oscillation and luminosity fluctuation are compared. This seemed to be caused by the combustion of the small unburned mixtures influencing the flow field inside the post chamber, producing the external perturbations.
Therefore, the triggering mechanism of LFI could be suggested as the resonance of the pressure oscillation due to thermal lag and the external perturbation caused by the coupling of bulk flow motion and combustion characteristics existing in the post chamber of hybrid rocket.

#하이브리드 로켓 모터 #연소 실험 #저주파수 불안정 #연소 가시화 #광도

제1장 서 론 1
제1.1절 하이브리드 로켓의 특징 1
제1.2절 연구 동향 1
제1.3절 연구 범위 및 목적 4
제2장 연소 실험장치 구성 및 기본실험 5
제2.1절 하이브리드 로켓 연소 실험장치 구성 5
제2.2절 기본실험 결과 및 주파수 분석 6
제3장 연소실과 후연소실 형상 변화에 따른 연소 압력 특성 8
제3.1절 연소실과 후연소실의 길이 변화에 따른 실험 8
3.1.1 Test 2 실험결과 및 주파수 분석 9
3.1.2 Test 3 실험결과 및 주파수 분석 10
제3.2절 후연소실 형상 변화에 대한 실험(부피 비 고정) 11
제3.3절 LFI에 영향을 미치는 인자 분석 14
3.3.1 산화제 유량 14
3.3.2 연료 종류 16
3.3.3 연소실 압력 17
3.3.4 후방링(Rear diaphragm)에 의한 와류흘림 19
3.3.5 후향 계단 형상 변화 21
제4장 후연소실 가시화를 통한 연소 광도 측정 24
제4.1절 후연소실 가시화 장치 구성 및 데이터 동기화 24
제4.2절 후연소실 가시화 실험 및 분석 26
4.2.1 가시화 실험 26
4.2.2 가시화 이미지 분석 28
4.2.3 압력 교란과 광도 교란의 위상 비교 30
제5장 결 론 32
참고문헌 34
국문초록 39

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