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이설하(Sulha Lee),이창진(Changjin Lee) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
하이브리드 로켓에서 발생하는 20Hz 미만의 저주파수 불안정성(LFI : Low Frequency instability)과 관련하여 500Hz 영역의 주파수 증폭은 상당히 중요한 역할을 하는 것으로 보여 진다. 여기서 500Hz 대역의 주파수 증폭을 선행 연구에서 LES 해석기법을 통하여 연료 끝단에서 발생하는 미연연료의 유입을 벽면 분출 유동으로 모사한 결과 벽면 분출 유동을 주었을 경우 벽면 분출 유동을 주지 않는 경우보다 St=0.3이 증폭하는 것을 확인 할 수 있었고 이는 실험 상 500Hz 대역을 나타내기 때문에 500Hz 대역의 증폭은 유동현상에 의한 것으로 유추할 수 있었다. 한편 하이브리드 로켓 실험에서 연소가 진행되면서 연소실과 후연소실의 직경 비율인 ER(Expansion ratio) 변화하였지만, LFI와 500Hz 주파수의 대역은 변하지 않고 계속 증폭되는 것을 볼 수 있었다. 따라서 본 연구에서는 선행연구의 LES 계산 결과와 본 연구의 LES 계산 결과의 비교를 통하여 ER이 변하더라도 재순환 공간의 진동인 St=0.1과 KHI(Kelvin–Helmholtz instability)의 St=0.3이 나타나는지 확인하고, 형상 변화가 아닌 후연소실 유동 현상에 의하여 St=0.3이 증폭함을 ER 변화로 확인하여 보고자 한다. In a hybrid rocket, amplification of the 500Hz frequency region is shown to play a significant role with regard to less than 20Hz of low frequency instability. In previous studies using LES simulation, unburned fuel generated in the fuel ends is modeled by inlet wall blowing. In results, St=0.3 is increased in inlet wall blowing case and in experiment case, St=0.3 means 500Hz region. So the experimental phase 500Hz region could be inferred to be due to the flow characteristic. Meanwhile, as the combustion proceeds in a hybrid rocket experiment, ER(expansion ratio) of a diameter ratio of the combustion chamber and the after chamber is changed but we could see that the amplifier of 500Hz frequency region and LFI continues unchanged. In this study, by comparing LES calculation results of current study and LES calculation results of previous studies, we can variyfied St = 0.3 of KHI (Kelvin-Helmholtz instability) and St = 0.1 of the recirculation zone oscillation and St = 0.3 is amplified by the flow charactistic even if change in ER .
이동언(Dongeun Lee),이설하(Sulha Lee),이창진(Changjin Lee) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
후방연소 하이브리드는 기존 하이브리드와 비슷한 연소과정을 가지고 있지만, 1차 연소에서 농후연소 가스를 생성하며 여기에 추가적으로 (2차적으로) 들어오는 산화제와 2차 연소를 하는 과정을 갖는다. 본 연구는 1단계 목표인 하이브리드 시스템을 적용한 농후 연소 가스 생성이다. 기존 연구들을 바탕으로 당량비 3 이상, 가스온도 1500 K 이하를 목표범위로 설정하였다. 그리고 연료 길이, 연료포트 지름, 연료 타입, 산화제 타입을 바꿔가며 당량비에 영향을 미치는 인자를 실험을 통해 확인하였다. 결과적으로, PMMA연료와 본 실험 조건으로는 최대 당량비 1.69, 가스온도 1970 K 인 농후 연소 가스를 생성하였다. Afterburner hybrid has similar combustion process as classical hybrid, but generating fuel-rich gas and additional oxidizer is added in an afterburning combustion chamber. The main objective of current study is to demonstrate and evaluate the performance improvement comparing to classical hybrid. To do this, first goal is to generate fuel-rich gas with hybrid rocket system with target equivalence ratio of 3 or larger and gas temperature of less than 1500 K, which based on formal studies related to fuel-rich gas generator. To make fuel-rich gas, this study performed tests with different equivalence ratio affecting parameters such as fuel length, fuel port diameter, fuel type and oxidizer type. As a result, with use of PMMA fuel and limitation of experimental set-up, maximum equivalence ratio of 1.69 and gas temperature of 1970 K are presented.
하이브리드 로켓 연소의 저주파 연소불안정성에 대한 직접 수치해석
최효상(Hyosang Choi),이설하(Sulha Lee),이창진(Changjin Lee),강상훈(Sang Hun Kang) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
하이브리드 로켓 연소에서 20 Hz미만 저주파수 불안정성과 동반하여 500 Hz대역 압력 진동과 반응률 진동이 발생한다. 500 Hz대역 압력 진동과 반응률 진동이 동상(In Phase)일 경우, 저주파수 연소 불안정성의 증폭이 발생한다. 본 연구에서는 직접수치해석을 이용하여 당량비 변화가 압력 진동과 반응률 진동의 위상차에 영향을 주는 인자임을 확인 하였다. In hybrid rocket combustion, along with low frequency instability less than 20 Hz band, pressure and reaction rate oscillations of 500 Hz band are observed. When the pressure and reaction rate oscillation of 500 Hz band are in phase, the low frequency instability amplification and combustion instability occur. In this study, by using direct numerical simulation, the change of equivalence ratio is considered as a factor that can change the phase between pressure and reaction oscillation.
김도영(Doyeong Kim),이설하(Sulha Lee),이창진(Changjin Lee) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
최근 연구 결과에 의하면 하이브리드 로켓 엔진에서 20Hz의 저주파수 연소 불안정성 외에 500Hz의 주파수 특성이 나타남이 보고되었다. 본 연구에서는 미연 연료 유입과 후연소실 형상이 이와 같은 변화를 일으키는 것으로 예측하여 LES기법을 이용한 수치 계산을 수행하였다. 미연 연료의 유입은 벽면분출 효과로 모사하였으며 효과가 적용된 경우와 그렇지 않은 경우를 비교하여 영향을 예측하였다. 연구 결과, 벽면 분출 효과가 적용된 경우 St = 0.25 - 0.3의 주파수가 후류에서 증폭됨을 알 수 있었으며 주파수를 차원화하면 500Hz 주파수에 해당하는 것을 알 수 있었다. 또한 후연소실의 팽창비를 변화시킴으로써 어떠한 유동 특성의 변화가 나타나는 지 예측해보았다. Recent studies identify that combustion pressure in hybrid rocket engine has another peak frequency of about 500Hz other than dominant peak frequency of around 20Hz. In this study, we suspect the unburned fuel inflow to the post-chamber causes the flow characteristics to activate peak frequency of about 500Hz in the post chamber. Numerical calculation was performed using LES (Large Eddy Simulation) methodology to investigate the effect of influx of unburned fuel flow on the evolution of flow dynamics. Results show that wall blowing, which is simulating evaporative fuel flow, produces flow dynamics showing peak frequency of about Strouhal number, St=0.25~0.3.