화염편 모델을 이용한 하이브리드 로켓의 연소과정 해석

Abstract

Over a few past decades, many intensive researches have been performed to improve the fuel regression characteristics and engine performance of hybrids. Recently, the vortex hybrid rocket engine is proposed to alleviate volume limitation and to enhance fuel regression rate. This vortex hybrid rocket motor utilizes tangential gaseous oxidizer injection at bottom of the fuel grain which generates a unique co-axial vortex flow in combustion chamber. The oxidizer vortex upward along the fuel surface, mixing and burning with vaporized fuel. At the top of the chamber this outer vortex spills over into a downward spiraling inner vortex that eventually passes through the nozzle. Because of the drastically increased convective heat flux to the solid fuel surface, vortex hybrid rocket engine has the much higher fuel regression rate than classical hybrids in which the flow path of oxidizer is parallel to the solid fuel surface. In vortex hybrid rocket motor, combustion processes have complex physical phenomena such as pyrolysis of solid fuel, convective heat transfer, turbulent mixing, turbulence chemistry interaction, soot formation and oxidation, radiative heat transfer by soot particles and combustion products, combustion and acoustic wave interaction and so on. Since the fuel regression rate is significantly affected by these complex physical processes, the comprehensive numerical model developed in this study is based on the reliable physical submodels for convective heat transfer near solid fuel surface, radiative heat transfer, surface reaction of solid fuel, turbulence-chemistry interaction, soot formation and oxidation model, and fuel regression. In the present study, the presumed PDF approach is applied to realistically account for the turbulent/chemistry interaction in the turbulent nonpremixed oxy-fuel flame. The PISO algorism has been employed to predict the compressible chemically reacting all-speed flows encountered in the hybrid rocket motor Computations are performed for a certain range of the operating conditions in terms of the pure oxygen mass flux, location of oxygen injection, and swirled inflow conditions. The turbulent combustion model developed in this study has been validated against the measurements of the pure oxygen/ methane flames. Special emphasis is focused on the effects of oxidizer mass flux, vortex flow and injection position on the combustion characteristic and regression rate of the hybrid rocket. Numerical results suggest that the PDF turbulent combustion model developed in this study has the great potential to realistically predict the compressible turbulent flame fields in the hybrid rocket.; 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 로켓 엔진에서 연료의 regression rate 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression rate을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체 연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression rate을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해 과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 복사 열전달, 그리고 고체 연료 열 분해 시 표면 반응들은 고체 연료의 regression rate에 큰 영향을 미친다. 순산소 연소반응에 있어서 발생하는 난류-화학 상호반응을 실제적으로 고려하기 위하여, 본 연구에서는 가정된 확률분포함수 접근법(presumed PDF approach)을 적용하였다. 이러한 연소모델에서 상세 화학반응을 이용한 화학평형 화학반응이 열적 해리반응 및 난류 연소모델에 대한 복사 열손실 영향들을 적절히 고려하기 위하여 적용되었다. 고정경계 하이브리드 로켓의 연소과정을 해석하기 위해 모든 마하수 영역에서 적용할 수 있는 PISO 알고리즘을 이용하였으며, 산소의 유량, 선회유동 및 선회유동의 주입위치가 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 자세히 논의하였다. 끝으로 하이브리드 로켓엔진의 압축성 난류연소유동을 제대로 해석할 수 있는 확률밀도함수 난류연소 모델을 제시하였으며 상세화학평형모델을 이용한 산순소/메탄, HTPB, 화염구조 해석결과에 대해 자세히 논의하였다.