하이브리드 로켓시스템의 구조안정성 향상을 위한 연구

도규성 한국항공대학교 대학원 2010 국내석사

하이브리드 로켓의 설계조건은 고압의 액체 산화제(N2O)를 운용해야 하며 가벼우면서도 경제적인 일반 산업용 소재로 제작되어야 한다. 이러한 요건을 충족하는 알루미늄으로 제작된 압력관은 로켓의 산화제 탱크 및 동체에 적합하나 현재 전략 물자·기술물자(원자로용 압력관)로 분류되어 수출입이 금지되어 있다. 현재 국내에서 생산되는 알루미늄 압력관의 최대 외경이 제한되어 있어 동체 외경은 170mm로 설계하였다. 제한된 외경을 갖는 동체에서 임무에 적합한 페이로드와 부속품을 탑재하려면 일반적인 비행체의 세장(L/D)비보다 크게 설계되어야 하며, 큰 L/D비로 인한 굽힘 모멘트의 증가는 로켓의 결합부 및 최대모멘트 발생지점에서 구조적 문제를 야기할 수 있다. 선행연구에서 하이브리드 로켓의 예비설계를 하였으며, 이에 따른 외형결정, 비행안정성 분석 등이 수행되었다. 1차년도 연구에서 하이브리드 로켓은 31.2의 큰 L/D비로 인하여 구조적인 문제가 발생될 가능성이 있었다. 따라서 하이브리드 로켓의 회수부를 제외하여 하이브리드 로켓을 5311 mm에서 4406 mm로 감소시킴으로써 구조적인 안전성을 증가시켰다. 구조-유동의 연성해석은 상용프로그램인 ANSYS-CFX를 사용하였다. 비행체의 외부 유동장은 최대 비행속도인 마하 2에서 받음각(AOA) 17도일 때의 유동해석을 수행하였다. 유동해석 결과를 이용하여 볼트 결합부에서 적정 볼트 개수와 최대 굽힘 모멘트 발생지점에서 동체의 안전여유(Margin of safety)를 계산하여 구조적 안전성을 검증하였다. 하이브리드 로켓이 초음속으로 대기중을 비행할 때 공기분자들이 로켓의 표면에서 압축·마찰운동을 하게 된다. 이때의 운동에너지가 열에너지로 변환되어 로켓표면온도가 상승하게 된다. 이러한 공력가열에 의해 구조 재질의 특성에 영향을 미치며, 내부 탑재물을 손상시키게 된다. 따라서 초음속 비행중 가장 큰 공력가열을 발생되는 노즈콘 및 핀 부분의 최대 표면 온도를 예측하였다. 초음속 비행중에 외부 교란에 의한 기체의 자세 변형뿐만 아니라, 로켓의 동특성과 연소기가 상호간섭이 발생하는 경우에도 전체 시스템의 추가적인 자세 변형이 발생할 가능성이 있다. 따라서 모드 해석을 통하여 각 모드에 따른 고유 주파수를 예측하였다. 모드에 따른 형상변형은 모두 굽힘운동을 보였으며, 최대 0.31 m까지 변형이 되는 것으로 예측되었다. The hybrid rocket requires to be driven by the liquid oxidizer such as N2O which is in a high pressure condition. Besides, the materials of the hybrid rocket need to meet the weight and cost criteria. As a representative material, the aluminum is suitable for the use of oxidizer tank and vehicle body, but its availability is limited by the international regulations of the import and export because of its classification into the strategic and technical materials. In the present study, a 170 mm diameter for the aluminum pressure tube is chosen due to the limitation of the domestic aluminum company. The body that has limited envelope diameter results in higher L/D ratio than the useful L/D ratio, since the body have to accommodate the payload and components inside the vehicle. In addition, the structural problem led by the increase of the bending moments at the joint or other spots caused by the high L/D ratio must be considered. The preceding research study covers the preliminary design of the hybrid rocket including the vehicle shape design and flight stability analysis. It has been indicated that there is a structural trouble with a L/D ratio of 31.2. Therefore it is decided to reduce the length of the hybrid rocket from 5,311 mm to 4,406 mm by omitting the recovery section for the structural stability. The fluid-structure coupled analysis was conducted by the use of commercial program, ANSYS-CFX. In the CFD analysis, the flow field for the practical flight condition is given by Mach 2 and 17 degree of the angle of attack. Following the CFD results, the number of bolts at the joint section is suggested and the margin of safety is computed to assure the structural safety.

液體로켓을 利用한 高空環境 模寫용 디퓨저 始動特性 硏究

양재준 충남대학교 대학원 2008 국내석사

본 연구는 고공에서 작동하는 상단 로켓의 신뢰도의 확보와 특성을 확인하기 위한 고공환경 모사시험 기법에 대한 연구로서, 축소형 초음속 디퓨저와 액체로켓엔진을 이용하여 연소 제트에 의한 진공챔버와 디퓨저의 내부압력/온도 특성을 확인하는 실험을 수행하였다. 디퓨저 작동에 관한 이론식을 바탕으로 디퓨저의 시동압력을 예측하고, 액체로켓엔진 연소실 압력을 설정한 후 연소실험을 통해 디퓨저와 연결된 진공챔버의 진공압 및 디퓨저 내부압력을 측정하여 디퓨저의 시동특성을 확인하였다. 액체로켓엔진 연소실 압력변화에 따른 디퓨저 시동특성의 파악을 통하여 다음과 같은 결론을 얻었다. 1. 액체로켓엔진을 이용하는 고공환경 모사용 디퓨저를 설계/제작하여 예상 시동압력 26barg에서 진공챔버 압력이 약 140torr로 디퓨저가 정상적으로 작동함을 확인하였으며, 시동압력이상의 액체로켓엔진 작동압력에서는 진공챔버의 압력이 거의 일정함을 확인하였다. 2. 디퓨저 내부의 유동은 연소압이 디퓨저의 시동 압력에 비하여 margin이 높아질수록 complex shock wave로 완전하게 발달하며, 유동의 후단에는 진공압력이 불안정하게 형성됨을 확인하였다. 3. 디퓨저 시동 직전에 액체로켓 연소가스의 비정상(unsteady) 유동현상으로 인하여 약간의 압력상승(400torr)이 있었으며, 향후 디퓨저에 장착된 압력센서의 선정에 있어 이러한 압력상승을 고려해야만 한다. 4. 디퓨저의 시동압력 근처에서는 내부의 특정부분에 압력구배가 발생되지 않았으나, 비반응 상태(cold flow)의 디퓨저 작동시험의 결과와 비교할 때 거의 동일한 경향성을 확인할 수 있었다. 5. 디퓨저 내부 벽면을 상온의 가스질소를 분사하여 충분한 냉각효과를 확인하였다. 본 연구를 통하여 국내 최초로 액체로켓엔진을 이용한 연소실 압력변화에 따른 진공챔버와 디퓨저의 시동압력 특성파악에 성공하였으며, 본 연구를 통하여 얻은 실험결과는 향후 실물형 고공 연소실험 설비의 설계 시 기초 자료로 활용될 수 있을 것으로 판단된다. This study was carried out high altitude simulation test using sub-scaled cylindricalsupersonic exhaustdiffusers and liquid rocket engine,in order to evaluate the effects of the vacuum chamber pressure, diffuser pressure and temperature characteristics on combustion jet.The diffuser starting pressure calculates by theory equation of diffuser operation.The diffuser starting characteristic confirmedthatitismeasuredvacuum chamberpressureanddiffuser pressurebycombustiontest.Theperformancetestreachaconclusion for the following on variation ofcombustion chamber pressure of liquidrocketengine. 1.Thediffuserconfirmed functioning normally thatvacuum chamber pressure measured approximately 140torr in expected starting pressure(26barg). The vacuum chamber pressure is maintained constantwhen the diffuser operating pressure is more than the diffuserstartingpressure. 2.The internalflow ofdiffuserdevelops completely as a complex shock wavewhen thechamberpressureissufficiently higherthan the diffuser starting pressure. The downstream portion of the diffuserdevelopsunstablethestaticpressure. 3.Justbefore diffuserstarting,diffuserpressure rises a little (400 torr)becauseoftheunsteady flow ofcombustion gas.Henceforth thisphenomenon should betaken into accountwhen selecting the pressuretransducer. 4.The hotflow modeltestwas similartendency diffuseroperating testin cold flow butinternalflow ofdiffuserdon'tfind pressure gradientnearbydiffuserstartingpressure. 5.Thistestresultshow sufficientcoolingeffectbysprayingnitrogen gasindiffuserinnerwall. The study of starting pressure characteristics of diffuser was performed successfully.So the results ofa sub-scale high altitude simulation test will be utilized as basis the design data of a real-scalehighaltitudecombustiontestfacility.

경사진 그레인 포트 연료를 가지는 하이브리드 로켓 모터의 연소특성에 관한 실험적 연구

김재우 한국항공대학교 대학원 2010 국내석사

Hybrid rocket has many advantages, such as, safety, throttling, and lower manufacturing cost than solid or liquid rocket. However it has disadvantages like low solid fuel regression rate, low combustion efficiency, and O/F shift. Among these disadvantages, the low regression rate is crucial in hybrid rocket motor. Often improvement of convective heat transfer to the solid fuel surface to upgrade low solid fuel regression rate may be a solution. The other approach which increase evaporation of solid fuel through increasing combustion area using multi-port fuel grain can be also a solution for this matter. Generally, the regression rate of hybrid combustion defined as burning speed at the solid interface is high at inlet and outlet of fuel grain. The regression rate at oxidizer inlet zone is high due to the high heat transfer generated by delayed boundary layer development. The regression rate is delayed steadily because of decreased convective heat transfer which are effected by thick boundary layer from inlet to outlet of solid fuel grain. Finally, the regression rate at the outlet is increased because fuel and oxidizer are accumulated at the far end of downstream. Non-uniform local regression rate can be a major reason for increased sliver because from the viewpoint of the internal ballistic design, a fixed local regression rate is used in the design. In this study, experimental study is performed using divergent and convergent port fuel with tapered angle to improve non uniform local regression rate at the inlet and outlet, low overall regression rate and low volumetric efficiency. Combustion properties are studied by experimental research using divergent and convergent port fuel in conjunction with the various tapered angle to improve non uniform local regression rate. An increase of 6.8%, and 36.1% fuel charging were possible with 1˚ tapered angle and 2˚ tapered angle respectively. The overall regression rate of convergent fuel with tapered angle of 1˚ and 2˚ are increased by 18.7%, 30.4% respectively. However, the overall regression rate of divergence fuel with tapered angle 1˚ and 2˚ did not show any notable difference with cylindrical port fuel. The fact that the O/F ratio of convergent port fuel approaches to , and that the chamber pressure level is higher than cylindrical port may be the reason behind the improved characteristic velocity and the specific impulse. However, O/F ratio values of divergent fuel were similar to the O/F of cylindrical port fuel. Nevertheless with tapered effect, the volumetric efficiency still is improved. This study demonstrates the performance and the non uniformity of local regression rate can be improved using convergent port fuel than the cylindrical port fuel. It is expected that hybrid rocket performance can be improved further by the increased charging efficiency. 하이브리드 로켓은 고체 및 액체 로켓에 비해 경제성, 안정성, 추력 제어성과 같은 많은 장점을 지니지만 하이브리드 로켓의 고체연료의 특성으로 인해 느린 고체연료 후퇴율, 낮은 연소효율, O/F 변화 등의 단점을 가진다. 이 중 고체연료의 낮은 후퇴율을 개선하기 위해 고체연료 표면으로의 대류 열전달을 증진시키는 방법과 체적효율은 낮지만 Multi-port 연료 그레인을 통한 연소면적 확대로 고체연료 기화량을 증가시키는 방법이 사용되고 있다. 하이브리드 로켓에서 고체 연료의 연소 속도로 정의되는 후퇴율은 일반적으로 산화제의 입구부와 출구부에서 높게 나타난다. 산화제 입구부 근방에서는 경계층의 두께가 얇아 높은 열전달량으로 인해 후퇴율이 증가하기 때문이다. 고체 연료 그레인 입구에서 출구로 갈수록 경계층의 발달로 인해 경계층의 두께가 증가하여 감소한 대류 열전달로 인해 후퇴율이 점차 낮아지다가, 산화제 출구부 근방에서는 축 방향을 따라 점차 축적된 연료의 연소량에 의해 후퇴율이 다시 높아진다. 이러한 불균일한 후퇴율은 최대 국부 후퇴율을 기준으로 설계되어야 하는 고체 연료의 측면에서 슬리버를 증가시키는 원인이 될 수 있다. 본 연구에서는 기존 그레인 포트 고체 연료의 낮은 후퇴율, 낮은 체적 효율, 입구와 출구에서 높게 나타나는 불균일한 국부후퇴율의 단점 개선을 위해 균일한 경사각을 가지는 확산형상과 수렴형상의 연료를 사용하여 실험적 연구를 수행하였다. 확산형상과 수렴형상 연료를 사용한 실험 연구를 통해 서로 다른 기하학적 형상에대한 연소 특성을 살펴보았다. 하이브리드 로켓 연소의 특성인 불균일한 국부 후퇴율을 개선하기 위해 경사각을 가지는 연료를 경사각의 크기 변화에 따른 실험적 연구를 수행하였다. 연료 포트 직경 22mm, 29mm 원통형 연료에 대해 경사각 1˚와 2˚를 주어 각각 6.8%, 36.1%의 연료 충전량 증가를 가능하게 하였다. 경사각 1˚와 2˚를 가지는 수렴형상 연료의 후퇴율은 각각 약 18.7%, 30.4% 향상시킬 수 있었으나, 확산형상 연료의 후퇴율은 원통형 연료와 비슷한 결과를 보였으며, 경사각 변화도 후퇴율에 영향을 크게 미치지 않은 것을 확인하였다. 수렴형상 연료를 사용한 경우 동일한 산화제 질량 유량에 대해 증가한 연료의 연소량으로 O/F비가 낮아져 각도가 증가할수록 이론 근접함을 확인할 수 있었으며, 상승한 연소실 압력으로 인해 특성속도, 특성속도효율 및 비추력이 증가하였다. 반면, 확산형상 연료를 사용한 경우 원통형 연료와 비슷한 연료 연소량으로 산화제 질량 유량에 대한 O/F비의 변화 또한 거의 비슷하였으며, 경사각 크기에 대한 변화도 거의 나타나지 않아 특성속도와 비추력의 차이는 크게 나타나지 않았다. 확산형상 연료에 비해 수렴형상 연료를 사용함으로써 하이브리드 로켓의 후퇴율을 개선시킴과 동시에 성능을 향상시킬 수 있었으며, 경사각으로 인해 연료의 충전효율을 증가시킴으로써 하이브리드 로켓의 개선 가능성을 확인하였다.

하이브리드 로켓 후 연소실 미연연료 연소 특성에 대한 수치 해석

이설하 건국대학교 대학원 2018 국내석사

하이브리드 로켓은 연료와 산화제의 물리적인 상(phase)이 다른 로켓으로 저주파수 연소 불안정성(Low Frequency Instability)을 내재하고 있는 특징이 있다. 최근 연구에서 하이브리드 로켓은 20Hz 미만의 저주파수 불안정성(LFI)과 동반되어 500Hz 대역의 압력진동이 발생하였다. 저주파수 불안정성이 증폭하는 경우 500Hz 대역의 압력 진동과 연소 진동이 함께 증폭되었으며, 특히 500Hz 대역의 압력진동과 광도진동이 동상(in phase) 될 경우 저주파수 불안정성(LFI)이 증폭과 연소 불안정성이 발생하였다. 본 논문에서는 하이브리드 로켓의 저주파수 연소 불안정성(LFI)과 동반되어 나타나는 500Hz 대역의 압력 진동과 광도 진동의 발생 원인을 파악하였다. 특히 미연연료의 후 연소실 유입과 전단층에서 추가적인 연소는 유동 진동 특성에 영향을 받아 연소 진동이 관계되어 나타날 것으로 예측하였으며, 연료 기화 현상과 미연연료의 유입을 연소실 벽면 분출 효과(wall blowing)으로 모사하여 대와류 모사기법(Large Eddy Simulation)으로 반응 유동 계산을 진행하였다. 또한 하이브리드 로켓의 연소 중 시간에 따라 변화되는 당량비 변화는 후 연소실 화염의 움직임에 상당한 영향을 줄 것으로 예측된다. 따라서 당량비에 따른 화염의 움직임에 대하여 분석하기 앞서 메탄과 산소의 연소에 따라 화염의 움직임을 분석할 수 있는 직접수치해석기법(Direct Numerical Simulation) 코드를 구현하였다. 본 논문의 계산 결과 하이브리드 로켓 연소실에서 발생하는 연료 기화 유동은 연소의 유무에 관련 없이 St=0.3의 유동 진동 특성이 나타나는 것을 확인하였으며, 연료 기화 유동은 후 연소실의 유동 진동 특성을 결정하는 지배적인 특징임을 판단하였다. 후 연소실로 유입되며 연소장에 일부 미연연료의 유입이 발생하였으며, 특히 나머지 미연연료는 후 연소실의 재순환 영역으로 유입이 된 후 재순환 길이 이후에서 연소장으로의 유입이 되면서 추가적인 연소가 발생하였다. 이 영역에서 FFT 분석을 한 결과 500Hz 대역의 연소 진동 특성이 발생함을 확인할 수 있었다. 또한 하이브리드 로켓의 당량비 변화를 확인하기 위하여 메탄과 산소의 2단계 반응식을 적용하여 연소 반응을 계산하였다. 2d 5종(species)의 2단계 반응 확산 화염 코드로 수정하였으며, 당량비에 따른 확산화염 연소의 계산이 가능하도록 코드를 구현하였다. 향후 연구에서 하이브리드 로켓 후 연소실에서 발생하는 난류 연소 특성에 대하여 분석하고자 한다. The hybrid rocket is characterized by the fact that the physical phase of the fuel and the oxidizer are different rockets and have a low frequency instability (LFI). In a recent study, hybrid rockets were accompanied by LFI of less than 20Hz, resulting in pressure oscillations in the 500 Hz band. When the LFI amplifies, both the pressure oscillation and the combustion oscillation in the 500 Hz band are amplified. In particular, when the pressure oscillation and the luminosity oscillation in the 500Hz band are in phase, LFI amplification and combustion instability occur. In this paper, we investigated the causes of pressure oscillation and luminosity oscillation in the 500Hz band, which is accompanied by LFI of a hybrid rocket. In particular, it is predicted that additional combustion in unburned fuel post-combustion and in the shear layer will be affected by the flow oscillation characteristics and the combustion oscillation will be related. The fuel vaporization phenomenon and the inflow of unburned fuel are simulated by the wall blowing effect of the combustion chamber And the reaction flow calculation was carried out by Large Eddy Simulation(LES). It is also expected that the change in the equivalence ratio of the hybrid rocket during combustion will have a significant effect on the movement of the post-chamber flame. Therefore, before analyzing the flame zone related with the equivalence ratio, Direct Numerical Simulation(DNS) code was developed to analyze the flame zone according to methane and oxygen combustion. As a result of this study, it was confirmed that the fuel evaporation flow generated in the hybrid rocket chamber shows the flow oscillation characteristics of St0.3 irrespective of the presence or absence of combustion, and the fuel evaporation flow is a dominant characteristic that determines the flow oscillation characteristics of the post-chamber. The remaining unburned fuel was injected into the recirculation zone of the post-chamber, and thereafter, additional combustion occurred due to the flow from the recirculation length to the chamber. In this region, FFT analysis shows that the combustion oscillation characteristic of 500Hz band occurs. In order to verify the equivalence ratio of hybrid rocket, the methane, oxygen combustion was calculated by applying 2 step reaction equation. 5 species chemical kinetics was applied to DNS code and the code was developed to calculate diffusion flame combustion according to equivalence ratio. Future study will analyze the characteristics of turbulent combustion in the post-chamber in hybrid rocket.

용융성 고체 연료-기체 산소 하이브리드 로켓의 연소특성 연구

김수종 한국항공대학교 대학원 2010 국내박사

하이브리드 로켓에 사용되는 파라핀계 용융성 고체 연료는 기존의 폴리머계 연료보다 3〜5배 빠른 후퇴율(regression rate)을 보이나 연소 효율과 기계적 강도가 낮은 문제점을 가져 금속 분말과 같은 이종(heterogeneous) 물질을 첨가하는 방법이 시도되고 있으나 연소 불안정 및 압력 민감도를 증가시키는 또 다른 문제점을 야기한다. 따라서, 본 연구에서는 동족 물질들인 알케인(alkane)계 파라핀 왁스(paraffin wax)와 알켄(alkene)계 LDPE(low density polyethylene)를 혼합함으로써 후퇴율이 높으면서도 이종 물질을 첨가하는 방법이 가진 문제점을 유발하지 않는 새로운 용융성 혼합 고체 연료를 고안하였으며 평판형 하이브리드 연소기와 원통형 하이브리드 로켓 모터를 이용하여 연소 특성에 관한 연구를 수행하는 한편 하이브리드 로켓 연료로서의 적용 가능성을 검토하였다. 첫째로, 새로운 연료의 체계적 연구를 위해 파라핀과 LDPE의 다양한 혼합비를 가진 혼합 연료에 대한 열/화학/기계적 특성 시험을 수행하여 기초 물성 정보를 획득하였다. 10wt% 이하의 LDPE 첨가율을 갖는 혼합 고체 연료에 대한 SEM(Scanning Electron Microscope) 분석에서 혼합 연료의 구조(morphology)는 균일(uniform)한 것으로 나타났으나 TGA(Thermo Gravimetric Analysis)/DSC (Differential Scanning Calorimetry) 분석 결과 화합물(compound)이 아닌 두 혼합물의 열화학적 물성을 모두 가지는 비 균질 혼합(non-homogeneous mixture) 물질로 확인되었다. LDPE의 첨가비가 증가함에 따라 물리적 물성인 용융 점도와 표면 장력은 증가하고 열팽창 계수는 감소하였다. 인장 및 압축 시험을 통한 기계적 강도 측정에서 LDPE의 첨가 비율이 5wt%인 연료는 순수 파라핀 연료에 비해 인장 강도가 24.8%, 압축강도가 34.0% 각각 증가하였으며, 10wt%인 연료는 인장 강도가 42.4%, 압축강도가 42.2% 각각 증가하였다. 이러한 결과는 파라핀에 LDPE를 첨가함으로써 대형 연료 그레인의 저장, 작동 조건에서 고체 연료의 처짐(slump) 및 외부 온도에 따른 열 변형 민감도를 감소시킬 수 있음을 보여주었다. 둘째로, 반응/비반응 유동 조건하에서 용융 액막 파동, 액적 유입의 동적 거동 및 화염 구조를 관찰하고 연소 성능 개선을 위한 주요 인자를 도출하기 위해 반응/비반응 유동 가시화 실험을 수행하였다. 비반응 가시화 실험에서 연료의 액막 파동은 주기성을 보였으며 액막으로 부터의 액적 비산은 전체 연료 표면에서 균일하게 일어났으나 용융된 연료의 상당량이 후연소실로 유입되어 용융성 고체 연료의 연소 효율을 저하시키는 원인이 되었다. 반응 가시화 실험에서 비 용융성 연료인 PE(polyethylene)는 화염이 연료 표면 가까이에 형성되고 액적 비산이 발생하지 않은 반면 용융성 연료인 순수 파라핀과 혼합 연료의 화염은 PE에 비해 연료 표면에서 멀리 떨어져 위치하였다. 이러한 화염 거리의 차이는 순수 파라핀 연료에서 가장 많은 양의 액적이 유입되고 LDPE 첨가비가 증가할수록 액적 유입량이 감소하는 차이에 기인하였다. 이러한 결과로 부터 LDPE 첨가비가 액적 유입량과 화염거리를 조절할 수 있으며 후퇴율과 연소 연소 효율에 영향을 미치는 핵심 인자임을 알 수 있다. 셋째로, 하이브리드 로켓의 연료로서 용융성 혼합 고체 연료의 적용가능성을 검토하기 위해 두 가지 스케일의 원통형 하이브리드 로켓 모터를 제작하여 연소/추진 실험을 수행하였다. 용융성 혼합 고체 연료의 후퇴율, 특성속도, 특성속도 효율, 비추력, 비추력 효율을 순수 파라핀, HDPE, LDPE, HTPB, SP-1a와 비교하였다. 순수 파라핀의 후퇴율은 HDPE에 비해 6.4배 높아 연소 동안 매우 큰 연료질량유속을 나타내나 연소실 내부에서 완전 연소되지 못하여 특성속도 효율은 약 80%, 비추력은 140s로 낮게 나타났다. LDPE 5wt%, 10wt% 혼합연료의 후퇴율은 HDPE에 비해 각각 3.9배, 3.0배 증가하여 폴리머계(HTPB, HDPE, LDPE) 연료보다는 높았다. 용융성 혼합 고체 연료의 연소 효율은 약 95%, 비추력은 180s로 나타났으며 순수 파라핀, 폴리머계 연료보다 높고 SP-1a 연료와 대등하였다. 따라서 후퇴율, 특성속도, 특성속도 효율, 비추력, 비추력 효율과 같은 추진 성능의 측면에서 LDPE 5wt% 혼합 연료가 가장 효과적인 하이브리드 로켓 연료로 나타났다. 넷째로, 반응/비반응 유동 가시화 실험과 연소/추진 실험의 결과를 바탕으로 기화에 의한 연료 질량 전달 이외에 연료 표면으로부터 떨어져 나가는 액적에 의한 질량 전달이 동시에 발생하는 용융성 고체 연료의 특성을 고려한 후퇴율 모델을 기화 후퇴율과 액적 유입 후퇴율로 구분하여 아래와 같이 제시하였으며 ±20% 이내의 오차 범위를 가졌다. 후퇴율 모델을 이용한 결과에서 열역학적 물성이 유사한 동족(homologous)인 용융성 고체 연료들의 기화 후퇴율은 LDPE 첨가비에 관계없이 모두 유사하였다. 반면 표면장력과 용융 점성의 물리적 물성의 차이에 영향을 받는 액적 유입 후퇴율은 LDPE 첨가비에 따라 큰 차이를 보였다. 따라서 전체 후퇴율의 차이는 액적 유입 후퇴율의 차이에 기인하였다. 또한 용융성 고체 연료를 사용하는 경우 O/F 비, 특성길이(), 질량유속() 이외에 후퇴율 비()가 연소 효율과 관계되는

지구과학 교육을 위한 과학 로켓의 궤도 모의실험

하영훈 연세대학교 교육대학원 1999 국내석사

본 연구는 고둥학교 교사와 학생들에게 로켓(발사체)에 대한 일반적인 정보 - 즉, 로켓(발사체)의 종류, 로켓 추진의 원리, 로켓 추진의 종류, 우리 나라에서 발사 성공한 과학 로켓의 종류와 기체 제원 등-를 제공하고, 또한 과학 로켓의 궤도를 퍼스널 컴퓨터를 통하여 시뮬레이션하여 과학 로켓의 궤도를 시각적으로 해석할 수 있도록 하기 위한 것이다. 궁극적으로는 고등학교 지구 과학 내용 중에서 우주과학에 관한 단원을 다를 때, 로켓에 대한 다양한 정보를 제공하는 것을 목적으로 한다. 이 연구의 가장 중요한 핵심은 레이다를 통해 관측한 과학 로켓의 데이터와 포트란 프로그래밍 언어를 통해 작성한 프로그램에 의해 계산된 데이터를 서로 비교하고, 그 데이터를 그래퍼라는 프로그램을 통해 그래프로 나타내어 과학 로켓의 궤도를 시각적으로 알 수 있도록 하는 것이다. 과학 로켓 궤도의 시뮬레이션은 모두 5개의 그래프로 나타냈다. 각 그래프는 실제 관측치와 모의 실험값의 곡선이 함께 그려져 있다. 이 5개의 그래프를 분석해 보면, 거리(X)-고도(Z)의 그래프가 많은 차이가 있었고 그밖의 것들은 약간의 차이가 나타난 것을 알 수 있었다. 각 그래프들의 대략적인 형태는 비슷한 것을 알 수 있었다. 이러한 차이의 원인으로 먼저 연소 시간 동안의 추력의 변화를 정확히 알 수 없었고, 로켓이 비행할 때에 좌표계에 대한 회전을 고려하지 않았으며, 실제 대기와 표준 대기의 고도에 따른 밀도와 압력의 차이가 있다는 것과, 지구 자전에 의한 전향력을 무시했고, 로켓 비행시에 바람의 영향을 고려하지 않았고, 수치 해석 방법상의 오차가 있었음을 들 수 있겠다. 본 연구를 통하여 로켓을 성공적으로 발사하고 목표 지점에 정확히 도달하도록 하기 위해서는 로켓의 궤도를 해석하는 프로그램의 개발이 중요하다는 것을 알 수 있었다. The objective of this study is to supply high school teachers and students with general information and material about rockets - that is, the classification of rockets and the principle of rocket propulsion, detailed description of Korean sounding rockets is also given. The trajectory of the sounding rocket is simulated on a personal computer for visual interpretation. The ultimate goal of this study is to aid the space science education in the context of high school Earth Science Curriculum. The most important core of this study is to compare the real data observed by radar with the simulated data calculated by my FORTRAN program. And each data set is graphically represented by the "Grapher" program tool, so that students can learn the trajectory of rockets more easily. The simulations of sounding rocket trajectory are graphically visualized, where the comparison between the real & calculated data can be made. The comparison shows that there are some discrepancies between the real data & calculated data. Possible causes of these discrepancies include: ① Errors in the Thrust variation during burn-time. ② Disregard of body rotation during flight. ③ Errors in density and air pressure data of real atmosphere and standard model atmosphere. ④ Disregard of Coriolis force. ⑤ Disregard of wind effect during flight. ⑥ Truncation errors in Numerical Analysis Method. Throughout this study, I learned that the program development for rocket trajectory is very important in order to launch a rocket successfully and make the entire mission successful.

하이브리드 및 고체 로켓의 국부 연소 속도를 고려한 내탄도 해석

조민경 한국항공대학교 대학원 2010 국내석사

Unsteady internal ballistic analysis models of solid and hybrid rocket motors were proposed to study the combustion characteristics of rocket motors. A typical unsteady internal ballistic analysis model was proposed to account for erosive burning with the variance of local velocity and pressure along the grain surface of a solid rocket combustor. To validate the model of concern in the study, both cases of non-erosive and erosive burning were compared with previous researches with marginal accuracy. The effects of combustion pressure, grain length, initial temperature, and vaporization temperature of propellants on the erosive burning was investigated. In this study, the biggest factor affecting the erosive burning is the combustion pressure. The oxidizer mass flow rate of the hybrid rocket motor accounts for the main flow in the chamber because the mass flow rate of the oxidizer accounts for much more than the fuel. The regression rate of the hybrid rocket can also show the function of the oxidizer mass flow rate. Therefore, the oxidizer mass flow rate is an important factor when considering the combustion characteristics of the hybrid rocket. If the rocket doesn't have the pressurization device, the mass flow rate of the oxidizer isn't constant. Liquid N2O without pressurization devices is chosen as the oxidizer supply system. A hybrid rocket engine that can perform the required propulsion impulse is designed with a time-dependent internal ballistic scheme. The experiment data on pressure in the oxidizer tank was used to predict the change of the oxidizer mass flow rate. The analysis results were evaluated and compared with previous experimental data. An unsteady internal ballistic analysis model was proposed to account for the variance of local velocity and pressure along the grain surface of a hybrid rocket combustor. The model of concern in the study was fairly comparable with the test result. Combustion efficiencies of test results were valued. The local variation of the oxidizer mass flow rate along the grain surface results in changes to the chamber pressure, regression rate, and gas velocity along its flow direction. The difference of pressure is decreased in inverse proportion to the mass flow rate of the oxidizer. But the difference of pressure is increased in direct proportion to the mass flow rate of the oxidizer if the oxidizer mass flow rate reaches a certain level. The result of this study can account for the oscillation of the chamber. An unsteady internal ballistic analysis model to consider the oscillation of the chamber would be proposed in the future. 고체 로켓과 하이브리드 로켓의 비정상 내탄도 해석 모델을 제안하고 제안한 모델을 이용하여 로켓의 연소특성을 고찰하는 연구를 수행하였다. 고체 로켓의 내탄도 해석을 위해 선행 연구결과를 바탕으로 연소실의 축방향 압력과 속도변화를 고려한 비정상 내탄도 해석모델을 제안하였다. 이를 바탕으로 침식연소를 고려한 내탄도 해석 모델을 제안하였으며 침식연소에 미치는 인자들을 분석하였다. 개발 모델의 검증을 위하여 이미 검증 된 영차원 해석모델의 결과와 본 연구에서 제안한 일차원 모델의 해석 결과를 비교하여 일치함을 확인하였다. 침식연소를 고려한 해석모델의 검증을 위해 선행연구 결과에서 도출 된 축방향 후퇴율 변화를 비교하였으며 해석결과가 일치함을 확인하였다. 침식연소의 원인인 연소실 압력, 그레인 길이, 그레인 초기온도, 추진제 기화온도에 관하여 침식연소에 기여하는 정도를 확인하기 위해 침식연소를 고려하지 않은 일차원 비정상 해석 결과와 침식연소를 고려한 일차원 해석결과를 비교하였다. 비교결과 해석에 이용한 모터 재원의 경우 연소실 요구압력이 침식연소에 가장 큰 영향을 주는 것을 확인하였다. 하이브리드 로켓의 공급 산화제 유량은 후퇴율이 비교적 낮은 하이브리드 로켓의 특성상 로켓 모터의 주 유동이 된다. 또한 하이브리드 로켓 모터 연료의 후퇴율은 산화제 유량에 대한 함수로 나타 낼 수 있다. 그렇기 때문에 하이브리드 로켓에서 산화제의 공급 유량은 로켓 모터의 연소 특성을 결정하는 중요한 요소가 된다. 하이브리드 로켓 모터를 이용하는 과학 로켓의 경우 실제 발사체보다 작은 크기이므로 별도의 가압시스템을 가지지 않는 단순한 구조의 로켓 모터가 선호된다. 그러나 가압 시스템이 없는 경우 산화제의 일정한 공급이 어려우며 이를 고려한 내탄도해석이 필요하다. 본 연구에서는 N2O/PE를 이용한 하이브리드 로켓 모터의 내탄도 해석을 위해 산화제 탱크의 압력 변화를 실험 데이터를 이용하여 탱크 내 압력 변화를 모델링 하여 연소 진행 동안 산화제 유량 변화를 예측하였다. 이를 바탕으로 연소실의 압력 변화 및 로켓의 성능 변수를 도출 하였으며 실제 실험 결과와 비교하였다. 또한 하이브리트 로켓 모터 연소의 축방향 연소 특성 변화를 고찰하기 위해 연소실의 축방향 압력과 속도변화를 고려한 비정상 하이브리드 내탄도 해석모델을 개발하고 이를 바탕으로 산화제 변화에 따른 연소실 압력분포 변화를 해석하였다. 개발 모델 검증을 위하여 연소실 전후단의 압력을 측정한 실험결과와 해석결과를 비교하여 실험과 해석결과가 유사함을 확인하였다. 또한 실험 결과와 해석 결과를 비교하여 산화제 유량에 따른 연소 효율 변화를 평가하였으며 산화제 유량 변화에 따른 연소실 축방향 압력변화와 연소가스의 유속을 고찰하였다. 산화제 유량이 적은 경우 연소실 축방향으로 압력은 감소하며 유량이 증가함에 따라 압력감소 폭은 줄어든다. 그러나 산화제의 유량이 일정량 이상이 되면 연소실 압력은 연소실 후단으로 갈 수 록 증가하게 된다. 이러한 결과는 실제 실험에서 연소실 축방향으로 진동을 발생시킬 것으로 예상되며 압력 역전 시 발생하는 역 유동을 고려한 하이브리드 일차원 모델이 제시되어야 할 것이다.

라스트마일 딜리버리 서비스충성도와 쇼핑몰만족도가 온라인 쇼핑몰충성도에 미치는 영향

강선 대전대학교 일반대학원 2022 국내박사

본 연구의 목적은 국내 라스트마일 배송 서비스의 대표적인 성공 사례인 쿠팡의 로켓배송 서비스에 관한 연구를 통해 로켓배송 서비스충성도가 쇼핑몰충성도에 어느 정도 영향을 미치는지 알아보는 것이다. 로켓배송 서비스 품질이 로켓배송 만족도, 로켓배송 충성도 및 전반적인 쇼핑몰 충성도에 미치는 영향을 분석하였다. 또한 쿠팡 소비자의 지각된 가치가 쇼핑몰 만족도와 쇼핑몰 충성도에 미치는 영향을 분석하였다. 연구결과 로켓배송 서비스충성도가 쇼핑몰충성도에 큰 영향을 줄 수 있다는 것과 조금 더 확대하여, 라스트마일 딜리버리 관련 서비스충성도가 쇼핑몰충성도에 큰 영향을 줄 수 있다는 것을 이론적으로 증명하고 제시하였다. 본 연구에 따르면 소비자가 전반적으로 로켓배송의 배송서비스 품질에 만족하고 있고, 배송만족도에 미치는 영향력을 살펴보면 신속정확성, 배송경제성, 반품처리성, 배송상태성 순서로 영향력이 있다는 연구결과를 보여준다. 쿠팡 쇼핑몰에 대한 지각된 가치 중 서비스 성과 가치가 쇼핑몰 만족도에 가장 큰 영향을 미치는 것으로 나타났으며, 그 다음으로 감성적 가치, 편리성 가치, 브랜드 가치 순으로 나타났다. 즉, 쿠팡이 제공하는 서비스가 혁신적이라고 인정받고, 고객은 정서적 행복을 느끼고 제공되는 서비스가 편리하다고 인식한다고 해석할 수 있습니다. 경제적 가치는 쇼핑몰 만족도에 영향을 미치지 않는 것으로 분석되었다. 쇼핑몰 충성도에 미치는 변수의 전체 영향 분석 결과 쇼핑몰 만족도가 가장 큰 영향을 미쳤고 로켓 충성도와 로켓 만족도가 그 뒤를 이었다. 독립변수 중 쿠팡 쇼핑몰의 지각된가치 중 서비스 성과가치가 쇼핑몰 충성도에 가장 큰 영향을 미치고 있으며 정서적가치, 편의적가치, 신속정확성, 배송경제성, 브랜드가치, 반품처리성, 배송상태성 순으로 나타났다. 쿠팡의 서비스는 혁신적이며, 고객들은 그것에 대해 정서적으로 만족하고, 쿠팡이 제공하는 서비스가 편리하다는 것이 쇼핑몰 충성도에 영향을 미친다고 해석할 수 있다. 또한 배송서비스 품질의 신속성과 배송경제성이 쇼핑몰 충성도에 영향을 미치는 것으로 해석할 수 있다. 유료멤버십회원이 일반회원에 비하여 로켓배송 경제성에 대한 배송만족도가 훨씬 큰 것으로 나타났다. 이것은 유료멤버십에 대한 비용을 지불하고 있음에도 불구하고, 로켓와우멤버십 서비스를 통한 로켓배송의 무료배송이나 무료반품 서비스가 훨씬 경제적이라고 소비자들은 판단하고 이것에 만족하는 것으로 분석된다. 즉, 일단 유료멤버십회원이 되면 배송경제성 품질로 인한 배송만족도와 충성도가 크게 상승하는 것으로 추론할 수 있으며, 이것은 배송경제성이 쿠팡의 락인효과를 이끄는 핵심 요인이라는 것을 분석해주는 결과라고도 볼 수도 있다. 따라서, 마케팅 전략으로 이 성공적인 유료멤버십 프로그램을 로얄티 프로그램으로 활용할 수 있다. 국내 라스트마일 배송 서비스의 대표적인 성공사례인 쿠팡 로켓배송 충성도 연구를 통해 라스트마일 배송 충성도가 쇼핑몰 충성도에 미치는 영향의 중요성을 정량화하여 연구모형을 통해 제시하였다. 또한, 본 연구의 결과 분석을 통해 쿠팡 로켓배송의 락인 효과를 설명할 수 있는 이론적 근거를 제시한다. 성별에 따라 소비자의 지각된가치가 쇼핑몰만족도 및 충성도에 미치는 영향이 다른 연구결과를 활용하여, 마케팅 전략에 활용할 수 있다는 점이다. 연구결과 남성의 쇼핑몰에 대한 지각된 가치는 서비스성능가치와 편의적가치가 중요한 영향을 미치는 것으로 나타났으며 반면, 여성의 쇼핑몰에 대한 지각된 가치는 감성적가치가 가장 큰 영향을 미치는 것으로 나타났으며, 이어서 서비스성능가치와 편의적가치 순으로 쇼핑몰 만족도에 영향을 주는 것으로 나타났다. 이 결과는 남성은 쇼핑시 서비스성능가치를 중요시 여기고, 여성은 감성적 가치를 중요시 여긴다는 것으로 분석할 수 있다. 따라서 이러한 점을 마케팅 전략에 활용하여 같은 제품이라도 남성이 주 고객인 경우는 서비스성능가치를 강조하여 광고하고 여성이 주 고객인 경우는 감성적가치를 강조하여 광고할 수 있다.

저주파 압력섭동에서 글로브 제어밸브의 유효 단면적에 따른 임피던스 특성변화에 관한 해석적 연구

박성수 연세대학교 대학원 2017 국내석사

액체로켓은 크게 구조체, 공급계, 연소실로 이루어지는데, 이러한 액체로켓에서 구조 진동과 추력 진동의 진동수와 위상이 서로 일치하여 진폭이 증폭되어 발생하는 공진현상을 포고 불안정이라고 한다. 포고 불안정이 발생하게 되면, 로켓의 탑승한 승객의 안전이 위험해질 뿐만 아니라 로켓이 본래의 임무를 수행하는데 있어서 제약을 받게 된다. 그렇기 때문에 로켓의 발사 전의 포고 불안정이 발생할 지에 대한 예측과 미연에 포고 불안정이 발생하지 않도록 로켓을 설계하는 것이 무엇보다 중요하다고 할 수 있다. 포고 불안정 현상이 발생할 지를 사전에 예측하기 위해서는 액체로켓의 공급 시스템에서 발생하는 임피던스에 관한 정보가 필요하다. 임피던스는 유량의 진폭 및 위상에 영향을 주는 저항을 의미하는데, 이러한 공급 시스템의 임피던스 데이터를 확보하게 되면, 연소실로 들어가기 직전의 추진제 유량의 진폭 및 위상에 대해 알 수 있게 되고, 이를 통해서 최종적으로 연소실에서 발생하는 추력진동의 대해서 정확한 예측이 가능해진다. 결국 이를 활용하게 되면, 액체로켓에서 포고 불안정 현상이 발생할 지에 대해서 알 수 있게 된다. 이렇듯 포고 불안정 현상과 관련하여 중요한 역할을 하는 공급 시스템의 임피던스를 구해주기 위해서는 시스템을 구성하는 관로, 재생냉각채널, 오리피스, 글로브 제어 밸브, 인젝터 등 각각의 구성품들의 대해서 임피던스 정보가 필요한데, 본 연구에서는 이 중에서도 특히 유효 단면적의 변화를 통해서 유량제어를 목적으로 주로 사용되는 글로브 제어밸브의 임피던스에 관해서 연구를 수행하였다. 이를 위해 수류실험 및 수치해석을 진행하였고, 이를 통해서 알게 된 압력변동 대비 유량변동과의 관계를 이용하여 글로브 제어밸브의 유효 단면적이 증가함에 따라 임피던스가 선형적으로 증가하는 경향성을 띄는 것을 확인하였다. 또한 추가적으로 수치해석을 활용하여 유동장 가시화를 진행하였으며, 이를 통해서 임피던스의 특성변화를 일으키는 주요원인이 주기적인 저주파 압력섭동에 의해서 영향을 받게 된 재순환 유동의 크기변화 때문이었다는 것을 알 수 있었다. 본 연구결과는 액체로켓 공급 시스템의 임피던스를 구해주기 위해서 활용될 수 있고, 공급 시스템의 임피던스를 활용하게 되면, 액체로켓에서 포고 불안정 현상이 발생하는지에 대한 예측이 가능해진다. 또한 포고 불안정 현상을 저감 시키기 위해서 펌프 입구의 완충기를 설계하고자 할 때 연구결과가 활용될 수 있을 것으로 기대된다. The liquid rocket consists of structure, supply system, and a combustion chamber. In this liquid rocket, the resonance phenomenon caused by amplification of the amplitude and coincidence of the frequency and phase of the structural vibration and thrust vibration is called pogo instability. When the pogo instability occurs, the safety of the passengers on the rocket is not only jeopardized, but also limits the ability of the rocket to perform its original mission. For this reason, it is important to predict whether the rocket will be unstable before rocket launches, and to design rocket to prevent unstable formation. In order to predict in advance the occurrence of instability, Information about the impedance generated in the supply system of the liquid rocket is essential. Impedance refers to the resistance that affects the amplitude and phase of the mass flow rate. In order to obtain the impedance of the supply system, Impedance information is required for each component such as pipe, regenerative cooling channel, orifice, globe control valve and an injector. Especially, We have studied the impedance of globe control valve, which is mainly used for flow control through the change of effective area. For this purpose, the water flow experiment and the numerical analysis were carried out. Using the relationship between pressure fluctuation and flow rate fluctuation, we found that the impedance increases linearly as the effective area of the globe control valve increases In addition, the numerical analysis was used to visualize the flow field, and it was found that the main cause of the change in the impedance characteristics was due to the change in the size of the recirculation flow, which was affected by the periodic low frequency perturbation. The results of this study can be used to obtain the impedance of liquid rocket supply system and can be utilized when designing the accumulator.

점성유한요소법을 이용한 추진제 그레인의 점탄성구조해석

이준극 서울벤처정보대학원대학교 2012 국내석사

국 문 초 록 고체추진로켓의 비행 중에 발생할 수 있는 파괴현상은 로켓의 성능에 치명적인 영향을 줄 수 있다. 고체추진체 내부나 그레인과 케이스의 이음부사이로 균열이 진전하게 되면 추가적인 연소면이 생성에 따른 과도한 고온의 가스이 발생되게 되는데, 이는 설상가상으로 로켓내부의 압력에 변화를 주어 사고에 이르게 되기도 한다. 지난 40년동안 이런 종류의 파괴현상을 이해하려는 노력과 진전이 있어왔지만, 아직까지 파괴현상과 그에 따른 로켓의 성능 예측을 위한 수치해석 툴이 전무한 상태이다. 그러한 실제 고체추진로켓 내부에 한 개나 다수의 균열의 생성, 진전, 정지등을 묘수할 수 있는 수치해석 방법의 개발이 본 연구의 기본 목표이다. 본 논문에서는 그러한 고체추진 로켓내의 동적파괴현상을 묘사할 수 있는 외재적 비선형 점탄성 구조해석 프로그램 요소들을 정리하였다. 본 연구에서 개발된 비선형 점탄성 유한요소법은 연소에 따라 변화하는 형상을 묘사하기 위한 ALE 방법과 균열의 진전등을 묘사할 점성유한요소 (CVFE) 방법을 포함하고 있다. 개발된 프로그램은 상용프로그램과 비교 검증되었고, 성능을 검증하기 위해 접착력 테스트와 손상예측모터 (DAM) 테스트 문제에 적용되었다. 키워드: 고체추진로켓, 비선형 점탄성 유한요소법, ALE 기법, 점성유한요소 Abstract On the Viscoelastic Analysis of Solid Propellant Grain Using Cohesive Volumetric Finite Element Junkeuk Lee Department of Ubiquitous City, The Graduate School Seoul University of Venture & Information Seoul, Korea (Supervised by professor Changyu Hwang) Fracture events taking place inside a solid propellant rocket during its flight often have detrimental effects on the performance of the rocket. As the crack propagates in the solid propellant (commonly referred to as the grain) or along the grain/case interface, it creates additional burning surfaces, generating an excess of hot gas, which, in turn, may strongly affect the pressure history in the rocket chamber and sometimes lead to catastrophic failure. Although progress has been made over the past four decades in understanding the complex physical phenomena associated with this class of fracture events, no truly predictive numerical tools are currently available to capture adequately the failure process and its effect on rocket performance. The development, implementation and optimization of such a numerical tool that is able to capture the spontaneous initiation, propagation, and possible arrest of one or more cracks in a "live"solid propellant rocket constitute the basic objectives of this research. This paper summarizes the components of an explicit nonlinear viscoelastic structural solver developed especially for the simulation of dynamic fracture events occurring during the flight of solid propellant rockets. The numerical method is an explicit Arbitrary Lagrangian Eulerian (ALE) version of the Cohesive Volumetric Finite Element (CFE) scheme, used to simulate the spontaneous motion of one or more cracks propagating dynamically through a domain with regressing boundaries. Results presented in this paper demonstrate the ability of the code to capture the large dynamic deflection and the propagation of an interfacial crack in a peel test and Damage Asseseement Motor (DAM) test. Key words: solid propellant rocket, nonlinear viscoelastic finite element method, ALE scheme, cohesive volumetric finite element