스월 강도에 따른 하이브리드 로켓의 연소 불안정 영향

Effects of Combustion Instability by Swirl Intensity in Hybrid Rocket

하이브리드 로켓의 연소 실험 과정에서 저 주파수 대역이 증폭하는 연소 불안정이 관찰되었다. 반면, 터빈 연소기에서는 혼합 특성 향상을 통하여 연소의 안정성을 얻기 위해 스월 유동을 사용한다. 본 연구에서는 하이브리드 로켓의 연소 불안정을 감소시키기 위하여 스월 인젝터를 사용하여 실험하였다. 그 결과, 하이브리드 로켓에서 스월 인젝터를 통하여 산화제를 주입한 경우 연소 불안정이 감소하였다. 산화제의 스월 유동의 변화는 연소실 내부의 난류유동 특성을 변화시키며 그 결과, 연소 불안정에 영향을 미친다. 따라서 스월 각도 변화를 통하여 스월 넘버 변화를 변화시킴으로써 유동 특성 변화에 대해 알아보았다. 유동 특성 변화가 주파수 특성에 미치는 영향, 압력진동과 연소진동의 상관관계에 대해 확인하였다.

The addition of swirl is a common technique used in premixed combustors in order to gain stability of the combustion with the improvements in mixing characteristics. recent experimental studies have observed that the addition of swirl oxidizer flow can effectively reduce the combustion instability in hybrid rocket. Investigation was continued to analyze the effect of the swirl on the internal flow of hybrid rocket engine main combustion chamber. The flow influenced by wall blowing as a representation of fuel evaporation interacts with swirling flow. Swirl angle increases, the amplitude of the combustion pressure decrease as the unstable combustion processes. These results suggest that the oxidizer swirling flow by the swirl angle causes the change of the turbulent flow characteristics inside the combustion chamber and suppresses the factors causing the combustion instability.