End-Burning 하이브리드 로켓의 스월 강도 변화에 따른 연료 후퇴율에 관한 연구

국문 초록 (Abstract)

본 연구는 End-Burning 하이브리드 로켓 연소에서 연료직경과 인젝터 형상 변화, 인젝터 각도 변화를 통한 스월강도 변화에 따른 연소특성의 변화을 알아보기 위해 수행하였다. 연료직경이 커지면 연료의 연소량이 증가하고, 인젝터 직경이 커질수록 후퇴율이 낮아졌다. 그리고 본 연구의 End-Burning 연소기는 고체연료의 연소율에 미치는 영향이 산화제 유동의 Impinging 효과 보다는 Swirl 효과가 더 큼을 확인했다. 스월상수를 적용한 후퇴율식을 도출하여, 스월상수가 서로 다른 경우들에 대한 후퇴율 관계식을 하나의 식으로 표현할 수 있었다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

In this paper, the regression rate of the End-Burning Hybrid Rocket with variation of swirl intensity was investigated experimentally with the variation of fuel diameter, injector shape and angle. When fuel grain diameter is large, fuel mass flow rate increases. And the injector diameter increase, fuel regression rate decrease. The impinging effect of oxidizer flow on fuel surface for fuel combustion efficiency is stronger than swril effect in this End-burning propulsion system. The relation between the regression rate, oxidizer mass flux and swirl intensity was obtained.

목차 (Table of Contents)

• ABSTRACT
• 초록
• 1. 서론
• 2. 본론
• 3. 결론
• 후기
• 참고문헌