본문 바로가기
HOME> 논문 > 논문 검색상세

논문 상세정보

End-Burning 연소기의 충돌형 산화제 주입기 형상 변화에 따른 연소유동장 해석
Reactive Flow Fields Analysis of End-Bunting Combustor with Different Impinging Type Injectors

민문기   (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학과UU0001478  ); 김수종   (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부UU0001478  ); 윤창진   (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학과UU0001478  ); 김진곤   (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부UU0001478  ); 문희장   (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부UU0001478  );
  • 초록

    충돌형 산화제 주입기를 사용한 end-burning 하이브리드 연소기의 혼합특성을 선행 연구되었던 접선형 주입기와 비교 분석하였다. 충돌형 주입기를 사용한 연소유동장이 접선형 주입기에 비해 축방향 및 반경방향으로 월등한 혼합특성과 연소효율을 보였다. 충돌효과와 선회효과를 동시에 발생시키는 파생형 주입기를 사용한 결과, 보다 넓은 연소실 영역에서 혼합효율이 증대되었으며 연료 표면의 연소 균일도가 향상될 수 있음을 확인하였다. 충돌로 인한 축방향 운동량과 선회유동이 체류시간과 난류강도를 증가시켜 혼합을 촉진시키는 주요 인자로 판단되었으나 연소실의 기하학적 형상변화를 꾀한 step의 유무는 난류혼합 증진에 있어서 중요한 변수가 아님을 확인할 수 있었다.


    The end-burning combustion field using impinging oxidizer injectors are analyzed with tangential type injectors in order to examine their mixing and combustion characteristics. The impinging type showed further improved mixing effect as well as the combustion efficiency compared to the previously studied tangential injector. A novel injector capable of delivering impinging and swirl effect is introduced in this study where it demonstrated that the grain coning effect can be avoided. It was found that the combined impinging and swirling flow would promote the radial mixing rate increasing the residence time and the turbulent intensity. However, the use of the step combustor which may augment the turbulent intensity did not show any notable difference compared to the basic combustor.


  • 주제어

    엔드-버닝 연소기 .   하이브리드 연소 .   O/F 비 .   연소효율 .   충돌형 주입기 .   접선형 주입기.  

  • 참고문헌 (12)

    1. Yuasa, S., Shimada, O., Imamura, T., Tamura, T. and Yamamoto, T., "A Technique for Improving the Performance of Hybrid Rocket Engines", AIAA paper 99-2322," 35th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 1999 
    2. M. K. Min., S. J. Kim., J. K. Kim., H. J. Moon., "Reactive Fields Analysis of End- Burning Hybrid Combustor Using Tangential Oxidizer Injectors with Various Momentum Ratio", Journal of Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 11, No. 2, 2007, pp.78-88     
    3. Gary S. Haag, Martin N. Sweeting, and Guy Richardson "Low Cost Propulsion Development for Small Satellites at The Surrey Space Centre", 13th AIAA/USU Conference on Small Satellites, 1999 
    4. D. J. vonderwell, I. F. Murray, and S. D. Heister, "Optimization of Hybrid-RocketBooster Fuel-Grain Design", Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 32, No. 6, November-December 1995, pp. 964-969 
    5. Star-CD Methodology Manual, Ver. 3.20, CD adapco Group, 2004 
    6. S. C. Lee., "A Study on Combustion Characteristic with the various Injectors and Fuels for End-Burning Hybrid Rocket", M. S. Dissertation, Dept. of Aerospace and Mechanical engineering, Korea Aerospace University, 2006 
    7. S. J. Kim., J. K. Kim., J. Y. Koo., H. J. Moon., S. C. Cho., "The Study on Combustion Characteristic of End-Burning Hybrid Rocket Engine", KSAS Spring Conference, 2004, pp.625-628 
    8. Risha, G. A., Boyer E., Wehrman R. B. and Kuo K. K., "Performance Comparison of HTPB-Based Solid Fuels Containing Nano- Sized Energetic Powder in a Cylindrical Hybrid Rocket Motor", 38th AIAA/ASME/ SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Indianapolis, Indiana, July 7-10, 2002 
    9. W. S. Cha, "Thermo-Degradation Kinetics of Polyethylene", J. Korean Ind. Eng. Chem., Vol. 10, No. 3, 1999, pp.432-437 
    10. S. J. Kim., "The Study of Regression rate of Swirl Injection Hybrid Rocket Engine with the Variation of Swirler and Pre-chamber", M. S. Dissertation, Dept. of Aerospace and Mechanical engineering, Korea Aerospace University, 2004 
    11. S. C. Cho., S. J. Kim., S. C. Lee., J. K. Kim., J. Y. Koo., H. J. Moon., "Reactive Fields Analysis of Hybrid Combustor Under Different Arrangements of Oxidizer Injectors", Journal of Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 9, No. 2, 2005, pp. 78-88     
    12. S. J. Kim., J. K. Kim., H. J. Moon., J. Y. Koo., S. C. Cho., S. C. Lee., S. M. Gil., T. S. Kuk., "A Study on Combustion Characteristics of End-Burning Hybrid Rocket Engine with the Variation of Oxidizer Injector", KSAS Fall Conference, 2004, pp.932-936 

 활용도 분석

  • 상세보기

    amChart 영역
  • 원문보기

    amChart 영역

원문보기

무료다운로드
  • NDSL :
유료다운로드

유료 다운로드의 경우 해당 사이트의 정책에 따라 신규 회원가입, 로그인, 유료 구매 등이 필요할 수 있습니다. 해당 사이트에서 발생하는 귀하의 모든 정보활동은 NDSL의 서비스 정책과 무관합니다.

원문복사신청을 하시면, 일부 해외 인쇄학술지의 경우 외국학술지지원센터(FRIC)에서
무료 원문복사 서비스를 제공합니다.

NDSL에서는 해당 원문을 복사서비스하고 있습니다. 위의 원문복사신청 또는 장바구니 담기를 통하여 원문복사서비스 이용이 가능합니다.

이 논문과 함께 이용한 콘텐츠
이 논문과 함께 출판된 논문 + 더보기