• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.32 no.4
• /
• pp.61-66
• /
• 2004

The objective of the present study is to develop methodology for the assessment of combustion stability of liquid rocket injectors. To simulate actual combustion occurring inside of a thrust chamber, a fullscale injector has been employed in the study, which bums gaseous oxygen and mixture of methane and propane. The main idea of the experiment is that the mixing mechanism is considered as a dominant factor significantly affecting combustion instability in a fullscale thrust chamber. A single split triplet injector has been used with an open-end cylindrical combustion chamber. The characteristics revealed by excited dynamic pressures in gaseous combustion show degrees of relative acoustic damping depending on operating conditions. Upon test results, the direct comparison between various types of injectors can be realized for the selection of the best design among prospective injectors.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 1998.04a
• /
• pp.9-9
• /
• 1998

가스터빈 연소기의 난류유동장을 구성하는 기본적인 유동형태는 크게 밀폐관내의 돌연 확대를 가지는 동축제트, 선회유동, 그리고 연소공기공 및 회석공기공을 통해 연소실에 수직방향으로 유입되는 제트유동 등으로 분류할 수 있다. 실제 가스터빈 연소기내의 난류유동장을 수치해석하기 위해서는 임의의 형상을 갖는 3차원 유동장을 모사할 수 있는 수치해석법과 고차정확도를 유지하면서도 수렴안정성을 만족시키는 대류항 처리기법 등과 같은 수치모델의 개발이 선행되어야 하며, 이와 함께 복잡한 난류연소유동장을 정확히 묘사할 수 있는 난류모델 및 난류연소모델의 개발 및 검증이 가장 중요한 요인이 된다. 또한 가스터빈 연소기의 최적 설계는 넓은 작동구간에서 높은 효율, NOx 및 CO 배기량의 저감, 희박연소 가연한계의 확장, 연소계통에서의 낮은 압력강하, 낮은 연소벽면온도와 온도구배를 유지시키기 위한 공기에 의한 충분한 냉각 같은 서로 상충되는 설계조건을 만족해야 한다. 그리고, 이러한 상충된 연소설계조건들을 충족시키는 최적 연소기의 설계를 위해서는 실험적인 연구뿐만 아니라 연소기내의 물리적인 현상을 잘 반영할 수 있는 물리적 모델을 바탕으로 한 연소유동의 해석적인 연구를 필요로 한다. 본 연구에서는 원통형 가스터빈 연소기의 등온 및 연소유동장, 그리고 연소기와 연결되는 Scroll 내부의 난류유동장에 대한 수치해석을 수행하여 수치 및 물리모델의 예측능력을 검증하였고, 가스터빈 연소유동장 해석에 관련된 중요 논점들에 대하여 심도있게 분석하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 1996.11a
• /
• pp.201-206
• /
• 1996

추진제 연소 기체의 연기도(degree of smoke)의 정량적 측정을 위하여 설계, 제작된 Smoke Chamber를 이용하여, 고체 추진제의 연소 기체에 대한 연기도의 측정 기법을 확립하였으며, 몇가지 유연성 및 무연성 혼합형 고체 추진제 조성들과 복기형 추진제의 연소 기체에 대하여 온·습도 조건의 변화에 따라 연기도를 측정하여 결과를 종합, 분석하였다. 그 결과, Smoke Chamber장비를 이용한 측정을 통하여 추진제 연소 기체중의 연기 생성도를 정량화 함으로써, 기후 조건과 추진제 조성에 따른 연기도의 차이를 구분할 수 있었으며, 일차 연기(primary smoke)와 이차연기(secondary smoke)의 생성 조건 및 이들의 분리 측정이 가능하다는 결론을 얻었다. 측정 파장 영역에 대한 확장을 통하여 측정 범위룰 보완한다면, Smoke Chamber System은 향후 고체 추진제의 연소 기체의 연기 특성의 파악 및 로켓 모터 plume 연구의 기초 자료 획득에 유용하게 이용될 수 있다고 판단된다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
• /
• v.14 no.5
• /
• pp.92-100
• /
• 2010

Combustion stability rating tests of 75-tonf-class thrust chamber for technology demonstration were carried out at a low pressure. Two kinds of mixing heads were used in this study. One of them has injectors of 631 and the other has injectors of 721. Mixing head with injectors of 631 showed a self-oscillation instability at the chamber pressure of 30 bar. Mixing head with injectors of 721 showed that a high frequency combustion stability was maintained under the same pressure and the same mass flow rate. But mixing head with injectors of 721 generated a self-oscillation instability at the chamber pressure of 20 bar and it was found that stability boundary region was changed due to the configuration of a mixing head from these results.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
• /
• 2006.05a
• /
• pp.911-915
• /
• 2006

가스히터의 연소로부터 발생하는 소음 및 진동의 주원인은 연소소음(combustion roar)과 연소진동음(combustion oscillation)이다. 연소음의 특징은 음압이 넓은 주파수대에 걸쳐 비교적 일정하게 분포하고 있다. 본 논문에서 언급하고 있는 가스히터 초기 조건에서 볼 수 있는 상황으로 소음레벨이 낮고 진동 문제도 발생하지 않는다. 반면 연소진동음은 연소실내 기체의 고유진동수에 대하여 버너계가 Positive Feedback을 일으켜 공진할 때 발생되는 소음 및 진동이다. 연소진동의 발생 원인은 앞서 지적한 바와 같이, 연소할 때의 연소 진동수와 연소실의 구조적 고유진동수가 일치하면 큰 진동 및 소음을 발생시킨다. 따라서 소음 및 진동을 해결 할 수 있는 방법은 두 개의 고유진동수가 일치하지 않도록 하는 방법을 강구하여야 한다. 첫 번째 방법으로는 버너에서 연료와 공기량의 비율을 변화 시켜 진동수를 변화 시키거나, 연료와 공기의 통로길이, 연소실내에서의 연료와 공기의 혼합속도를 변화 시키는 방법이 있다. 두 번째 방법으로, 연소실의 고유진동수를 변화 시키는 방법으로 연소실의 길이나 덕트의 길이를 변경시켜 고유진동수의 주파수를 변경시키는 방법이다. 본 논문에서는 연소실의 조건을 변경하여 공명을 회피하는 방법을 채택하였고, 좋은 결과를 얻을 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2000.04a
• /
• pp.11-11
• /
• 2000

액체렘제트 엔진에서는 고온·고속의 공기가 공기흡입구로 유입되기 때문에 고성능 램제트 연소기의 설계를 위하여 실제 비행조건을 모사할 수 있는 고온 고속의 공기 발샐장치가 필요하다. 본 연구에서는 수소연소에 의해 Vitiated Air를 발생시키도록 설계된 Vitiated Air Heater(VAH)를 제작하였으며, VAH의 성능평가를 통하여 80∼120m/s 와 400∼800K 범위에서 손쉽게 속도와 온도의 조절이 가능하고 균일한 속도 및 온도분포로 대기공기와 같은 Vitiated Air를 얻을 수 있었다. 그리고 VAH을 연결하여 Dump형 연소기의 특성을 실험하였다. 액체 램제트 엔진에 있어서 공기흡입구가 하나인 Dump형 연소기에 주요변수로서 흡입공기의 온도와 공연비를 변화시키면서 연소기내의 화염형상을 관찰하고, 온도분포를 계측하였으며 Injection 위치에 따른 화염현상을 관찰하였다. 각 경우의 연소효율을 계산하여 실험범위에서의 최적 연소조건을 제시하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.43 no.7
• /
• pp.593-600
• /
• 2015

In this study, a combined hybrid rocket system is newly introduced which has characteristics of both gas generators and afterburner type hybrid rockets. In particular, a combined gas generator utilizing solid fuel and liquid/gas oxidizer was designed as a primary combustor of the system. Combustion tests were carried out with various equivalence ratio affected by parameters such as fuel length, oxidizer flow rate, fuel port diameter and fuel type. In general, fuel-rich gas generator produces low combustion gas temperature to meet the temperature requirement and the target temperature was transiently set less than 1600 K. Since it was found that controlling parameters showed limited effects on the change of equivalence ratio, mixture of $O_2$ and $N_2$ as an oxidizer was additionally introduced. As a result, a combined gas generator successfully produced combustion gas temperature of less than 1600 K Future studies will carry out more combustion tests to attain fuel-rich combustion gas temperature less than 1200 K, which was a temperature requirement of a gas generator system in the previous studies.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2017.05a
• /
• pp.325-329
• /
• 2017

In this study, the combustion experiment of hydrocarbon-kerosene fueled dual mode ramjet combustor was performed at mach number 3.5~6.0 conditions. Through the experiment, the temperature and the pressure distribution inside the combustion chamber were measured and the combustion characteristics inside the combustion chamber were investigated. In the mach number 3.5~5.0 range, it was able to identify subsonic combustion in the downstream combustion chamber. In the mach number 6.0 condition, the injected fuel from the injectors was naturally fired, and it was possible to confirm that supersonic combustion was successful in the upper chamber.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.2 no.1
• /
• pp.164-170
• /
• 2003

KSR-III engine with film-cooled baffle was tested. The purpose of this test is to verify the effect of ablative baffle on avoiding combustion instability which occurred in the acoustic cavity case. The engine had expansion ratio of 5.04 and the test condition was design condition(oxidizer mass flow rate 42.04, and fuel 17.95 kg/s). In the test, combustion instability did not occur. So, the effect of film-cooled baffle on avoiding combustion instability was verified.

• Proceedings of the Korean Society for Agricultural Machinery Conference
• /
• 2002.02a
• /
• pp.217-222
• /
• 2002

본 연구에서는 가연성 폐기물을 이용한 시설원예 난방에너지 공급시스템 개발을 위하여 대형 온실 난방이나 RPC 시설에 이용할 수 있는 왕겨와 중유 겸용연소 시스템에서 중유의 연소 및 성능 특성을 분석하고자 하였다. 중요 인자로는 분사노즐의 크기(2.0, 2.25, 2.5, 3.0 GPH)와 진공압력(375, 500, 625, 750 Pa)을 설정하였으며 이에 대한 결과를 요약하면 다음과 같다. 1.진공압력 500Pa조건에서 연료 공급율이 증가할수록 연소실 벽체 열교환기 효율은 감소하고 폐열회수 열교환기와 사이클론 열교환기의 효율이 증가하였으며, 노즐 2.5GPH에서 진공압력이 커질수록 연소실 하부의 온도가 감소하였고 연소실 상부에서는 비슷한 경향을 보였다. 2, 연소온도특성, 열효율, 배기가스 성분분석 등의 결과로 볼 때 최적의 연소 조건은 노즐 2.5GPH는 진공압력 375Pa, 노즐3.0GPH는 진공압력 500Pa과 625Pa 사이로 판단되었다. 3. 배연가스내의 대기오염 성분은 모든 실험처리에서 CO 함량은 거의 없고 SO$_2$와 NO$_{x}$의 함량 또한 일반 보일러 허용기준을 만족하는 것으로 나타났다.