복사 열전달을 고려한 고체 추진제의 비정상 연소에 대한 수치 연구 = Numerical Study on the Unsteady Burning of Solid Propellant with Radiative Heat Transfer
저자
발행사항
서울 : 建國大學校 大學院, 1999
학위논문사항
학위논문(석사)-- 건국대학교 대학원: 항공우주공학과 1999. 2
발행연도
1999
작성언어
한국어
주제어
KDC
558.34351 판사항(4)
발행국(도시)
서울
형태사항
ix, 71p. : 삽도 ; 26cm
일반주기명
참고문헌: p. 68-70
소장기관
고체 추진제의 비정상적인 연소 현상을 해석하여 연소 불안정을 예측하는 것은 추진 시스템의 설계 시 매우 중요하다. 로켓의 비정상 연소 현상을 해석하기 위하여 많은 이론적 연구가 진행되어 왔다. 이론적인 해는 주로 선형 해석의 결과들로 정상 상태에서 발생하는 불안정 현상을 예측하는 데에는 적합하지만 비정상 현상을 설명하기에는 부족하다. 따라서 수치 기법을 이용한 비선형 해석이 수행되어 졌다. 기존의 비정상 연소에 관한 연구들은 일정한 물성치를 사용하고 추진제 내에서의 화학 반응과 복사 열전달 등을 무시하여 추진제의 특성을 단순화 시켜 비정상 해석을 수행하였다.
본 연구에서는 비정상 연소 현상에 대한 비선형 수치 해석을 하려한다. 실험에서 밝혀진 것과 같이 추진제의 물성치를 온도의 함수로 사용하고 응축 영역으로의 복사 열전달을 고려하였다. QSHOD 가정을 사용하여 기체 영역의 화염을 모델링 할 수 있으며, 화염 모델로는 비정상 αβγ 모델을 사용하였다. 고온의 기체영역으로부터 추진제로의 복사 효과를 고려하기 위하여 기체 영역으로부터의 복사 열속을 모델링 한 후, 응축 영역내의 복사 열전달량은 Beer's law에 의하여 간략화 된 함수를 이용하였다. 그리고 복사열전달과 비정상 연소 현상 사이의 상호 관계를 연구하기 위하여 수치 해석 코드를 개발하였고, 이의 검증을 위하여 몇 가지 경우에 대한 수치 계산을 수행하였다. 고온의 기체 영역으로부터 추진제로의 복사열을 모델링 하여, 이 복사 열전달이 고체 추진 로켓의 비정상 연소 현상에 미치는 영향을 알아보기 위하여 수치 연구를 수행하였다.
The ability to predict the burning rate of a solid propellant is of prime importance in the design of high performance propulsion systems and in preventing hazards of such systems. Unsteady burning of solid propellants has been investigated both theoretically and experimentally. Analytical solutions derived from linearized models are adequate to describe situations close to steady-state burning, but fail to correctly reproduce dynamic behavior under general operation conditions. Fully nonlinear models of solid propellant burning must be retained if one wishes to accurately predict transient burning. The existing theories had been performed with simplifying the characteristic of solid propellant, using constant thermal properties, ignoring chemical reaction and radiative transfer in the condensed phase, etc.
In this study, nonlinear numerical computations about the transient burning of solid propellant was performed. Linear temperature dependence, of specific heat and thermal conductivity, and radiative heat transfer in the condensed phase based on experimental data were accounted. The gaseous flame may be modeled by using QSHOD assumption. αβγ model was used as the transient flame model. The radiant heat flux in the condensed phase was simply expressed as exponential form by Beer's law. The numerical code was developed to study the relation between the radiative transfer and the transient burning of solid propellant. Code validation could be peformed by reproducing several existing cases. The radiant heat flux from the gaseous flame of high temperature to the propellant surface was modeled. Numerical study on the effect of this radiative heat flux on the unsteady burning of solid rocket motor was peformed.
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