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하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정기법에 관한 연구
조정태(Jungtae Cho),김기훈(Gihun Kim),우경진(Kyoungjin Woo),김수종(Soojong Kim),이정표(Jungpyo Lee),김학철(Hakchul Kim),성홍계(Hong-Gye Sung),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jin-Kon Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5
하이브리드 로켓의 고체 연료에서 축방향 국부 후퇴율은 하이브리드 추진 연소기의 설계 변수 및 성능 변수로 활용 된다. 국부 후퇴율 측정하기 위한 방법으로는 여러 가지 있지만, 침수법은 간단한 방법으로 연료의 형상 및 물리적 특성에 관계 없이 정확하게 축방향 국부 후퇴율을 측정할 수 있다. 본 연구에서는 기존의 국부 후퇴율 측정장비의 문제점을 개선하였고, 실험을 통해 높은 정확성을 가짐을 확인 하였다. The axial local regression rate of solid fuel of hybrid rocket is one of important parameter for a design and performance. Steeping method is simple and measure a corrcet regression rate of axial direction not being relevant to a shape of fuel and physical characteristics. In this study, the problem of other measuring equipment was improved and this linear steeping method is provide higher accuracy than the other.
하이브리드 로켓에서의 고체연료의 국부 후퇴율에 관한 연구
김수종,이정표,김기훈,조정태,김학철,우경진,문희장,성홍계,김진곤,Kim, Soojong,Lee, Jungpyo,Kim, Gihun,Cho, Jungtae,Kim, Hakchul,Woo, Kyoungjin,Moon, Heejang,Sung, Hong-Gye,Kim, Jin-Kon 항공우주시스템공학회 2008 항공우주시스템공학회지 Vol.2 No.4
In generally, the regression rate was expressed with average value and oxidizer mass flux in hybrid propulsion system. This can not represent the local value of regression rate along with oxidizer flow direction. In this study, experimental studies were performed with Separation method and Cutting method for measure local regression rate. In axial injection, the local regression rate decreases rapidly with axial location near entrance and increases with axial direction from the leading edge and the empirical formula for local regression rate with function of oxidizer mass flux and location was derived. Swirl injection regression rate has higher value at the leading edge of the fuel and comparatively uniform regression rate at the downstream. Overall regression rate of swirl injection is higher increased about 54 % than regression rate of axial injection.
김수종(Soojong Kim),조정태(Jungtae Cho),김기훈(Gihun Kim),김학철(Hakchul Kim),우경진(Kyongjin Woo),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5
하이브리드 로켓에서 파라핀계 연료의 연소 특성을 HDPE 연료와 비교하였다. 순수 파라핀 왁스를 사용한 경우 후퇴율은 HDPE에 비해 12.1배로 매우 빠른 후퇴율을 보였으나 특성 속도는 매우 낮았다. 순수 파라핀에 10 wt%의 LDPE를 블렌딩한 연료의 경우 순수 파라핀에 비해 후퇴율이 감소한 반면 HDPE에 비해서는 3.5배로 빠른 후퇴율을 보이면서도 특성속도는 증가되었다. 이를 통해 순수 파라핀에 폴리머계 연료를 블렌딩함으로써 연소 효율을 개선할 수 있음을 확인하였다. Combustion characteristics of the paraffin-based hybrid rocket fuel were compared with HDPE fuel. Regression rate of the pure paraffin wax was increased 12.1 times, but characteristic velocity was lower than HDPE. In case of parafffin fuel with 10%wt LDPE, regression rate was lower than pure paraffin wax, but regression rate compare with HDPE was increased 3.5 times and characteristic velocity was increased. According to these results, it was confirmed that blending of polymeric fuel improves combustion efficiency.
하이브리드 로켓에서의 연료포트 직경에 따른 연소특성에 관한 연구
이정표(Jung-Pyo Lee),조정태(Jungtae Cho),김기훈(Gihun Kim),김수종(Soojong Kim),김학철(Hakchul Kim),우경진(Kyoungjin Woo),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
원통형 형상의 연료 그레인을 적용한 하이브리드 추진 시스템에서 연료포트 초기 직경에 따른 연소특성을 고찰하였다. 산화제에 따라 달라지는 연료포트 직경에 따른 연소특성 변화를 알아보고자 산화제로는 GOX와 GN2O를 적용하였고, 고체연료로는 PE를 적용해 실험을 수행하였다. 동일 산화제 유량에서 산화제와 상관없이 고체연료의 초기 포트직경이 커짐에 따라 연소량이 감소함을 확인했고, 산화제로 GN2O를 적용한 경우가 산화제로 GOX를 적용한 경우보다 연료포트 초기 직경에 따른 연소량 차이가 줄어듦을 확인하였다. Combustion Characteristic with initial port-diameter of fuel was studied in hybrid propulsion system using cylindrical single port-grain. In order to understand a variation of combustion characteristic with initial port-diameter, experimental studies were performed with the GOX and GN2O as oxidizer, and PE as fuel. As results, burning rate decreased with increase of initial port-diameter of fuel. And the variation of burning rate with using GN2O is smaller than using GOX.
Paraffin wax/LDPE 혼합 연료의 연소 특성에 관한 연구
김수종(Soojong Kim),조정태(Jungtae Cho),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회지 Vol.14 No.2
The experimental study on paraffin wax/LDPE blended fuel for hybrid rocket was performed. Various combustion characteristics of blended fuel were compared with pure paraffin, HTPB, HDPE and SP-1a fuel in order to evaluate the performance of blended fuel. The regression rate of lab-scale and large-scale motor using pure paraffin fuel was increased by 10.2 and 9.8 factor when respectively compared to that of HDPE. The regression rate factor of blended fuel was 3.4 in which the regression rate of blended fuel was higher than that of HTPB and HDPE, but lower than that of pure paraffin, SP-1a fuel. The values of characteristic velocity and specific impulse of blended fuel was higher than those of pure paraffin, HTPB and HDPE, and almost the same as SP-1a fuel. As these results, it was confirmed that blended fuel can be an effective solid fuel for hybrid rocket.
문근환(Keunhwan Moon),조정태(Jungtae Cho),김수종(Soojong Kim),이정표(Jungpyo Lee),김학철(Hakchul Kim),오지성(Jisung Oh),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
하이브리드 로켓에서의 고체 연료의 연소 현상을 가시화하기 위하여 장치를 제작하였다. 가시화 장치는 평판 하이브리드 연소기 시스템, 점화 시스템, 산화제 공급 시스템, 데이터 획득 및 제어 시스템, 연소 가시화 측정 장비로 구성되었다. GOX 산화제와 HDPE, Paraffin-LDPE Blending, Paraffin 연료를 이용하여 연소 가시화 시험을 수행하였고, 수치적으로만 연구되어 왔던 연소실 내의 연소 현상을 가시화 할 수 있었으며, 화염의 형성 및 용융성 연료의 액적 비산 현상을 관찰 할 수 있었다. The visualization device for hybrid rocket is fabricated to investigate the combustion phenomena. Visualization device were composed with ignition system, oxidizer supply system, control system and data acquisition system, combustion visualization system. GOX as oxidizer and HDPE, Paraffin-LDPE Blending, Paraffin sd were used. As results, combustion phenomena and fuel droplet entrainment were observed.
하이브리드 로켓에서의 고체연료의 국부 후퇴율에 관한 연구
이정표(JungPyo Lee),김기훈(Gihun Kim),조정태(Jungtae Cho),김수종(Soojong Kim),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
일반적으로 하이브리드 추진에서 산화제 질량유속만의 함수로 표현되는 후퇴율 식은 고체연료 길이에 따른 후퇴율 변화를 나타내지 못한다. 따라서 본 연구에서는 분할 연료 그레인을 적용해 쉽게 할 수 있는 연소 실험을 수행했고, 고체연료 길이에 따른 후퇴율의 변화를 고찰하였다. 연료 그레인 상단부에서 하단부로 갈수록 후퇴율은 감소하다가, 다시 증가하는 경향을 나타남을 확인 하였고, 산화제 질량유속과 그레인 길이의 함수로 표현할 수 있는 후퇴율 식을 도출하였다. In generally, the regression rate equation was only expressed by function of oxidizer massflux in hybrid propulsion system. This can not represent the local value of regression rate along with oxidizer flow direction. In this study, experimental studies were performed with several pieces of solid fuel. As results, the local regression rate decreases rapidly with axial location near entrance, and increases with axial distance from the leading edge. The empirical formula for local regression rate with function of oxidizer massflux and length was derived.
김수종(Soojong Kim),김기훈(Gihun Kim),조정태(Jungtae Cho),조민경(Minkyoung Cho),도규성(Gyusung Do),소정수(Jungsoo So),허준영(Junyoung Heo),이정표(Jungpyo Lee),박수향(Suhayng Park),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
하이브리드 로켓엔진의 연소시험을 수행하기 위해 시험 설비를 제작하고 지상연소시험장을 구축하였다. 연소시험장 설비는 하이브리드 로켓엔진, 추력 시험대, 산화제 저장 및 공급 장치, 제어 장치, 데이터 획득 장치로 구성되었다. 추력 50 kgf 급의 연소 시험을 수행하여 안정적으로 성능 데이터를 획득할 수 있었으며, 연소시험장 설비의 작동 신뢰성을 확인하였다. Ground firing test facility and test field for firing test of hybrid rocket engine were constructed. Ground firing test facility were composed of hybrid rocket engine, thrust stand, oxidizer storage/supply system, control system and data acquisition system. Firing tests of thrust 50 kgf class were conducted. Stable performance data was obtained and operational reliability of ground firing test facility were found.
원통형 멀티포트 그레인에 스월 인젝터를 적용한 하이브리드 로켓의 연소 특성 연구
문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),조정태(Jungtae Cho),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
본 연구는 하이브리드 로켓 연소에서 원통형 멀티 포트 그레인과 스월 인젝터 적용 시 각각 후퇴율 증가의 장점을 취합하고자 수행하였으며, 연료 포트 수와 스월 인젝터의 배치에 따른 후퇴율 변화에 대한 실험을 수행 하였다. 실험 결과 멀티 포트 그레인에 샤워 헤드 형태의 인젝터를 적용한것 보다 스월 인젝터를 적용한 경우의 후퇴율이 증가되는 것을 확인 할 수 있었다. In this paper, a study for hybrid rocket combustion with cylindrical multi-port grain and swirl injector was performed to take advantage of regression rate. Change of the regression rate in the multi-port grain the placement of a swirl Injector experiments were performed. The results of multi-port grain using swirl injector were showed that the regression rate was increased compare with the shower head type injector.