Combustion instabilities are inevitable problems for all rocket engine development including liquid-propellant rocket engine (LRE). Combustion instabilities must be suppressed as they have possibility to cause structural damage due to increased instantaneous pressure and heat flux to the chamber wall. Researches on combustion instabilities in rocket engine normally done computational fluid dynamics (CFD) or sub-scale thruster experiment. The limitation of both methods are massive computational resources and high testing cost respectively. Instead of two, analytical models can be used in design stage of an engine system owing to its fastness and low resource requirement. In this research, simulation based on the damped dual time-lag model is applied to predict low frequency combustion instability of H2O2/kerosene bipropellant thruster. The model predicted low frequency combustion instability for low O/F ratio test case but inaccurate for high O/F test cases and the model reveals that oxidizer feedline system has dominant effect on the predicted low frequency combustion instability.
연소 불안정은 액체 로켓 엔진을 포함한 모든 로켓 엔진 개발에서 피할 수 없는 문제이다. 연소 불안정으로 인해 순간적으로 증가한 압력과 연소실 벽으로의 열 유속은 구조적인 손상을 야기할 가능성이 있기 때문에 반드시 억제되어야 한다. 로켓 엔진의 연소 불안정에 대한 연구는 보통 전산유체역학이나 작은 규모의 추력기를 이용한 실험을 통해 수행된다. 두 방법은 각각 막대한 연산 리소스 요구량과 실험에 소모되는 높은 비용이라는 한계를 가진다. 해석적 모델은 빠른 속도와 적은 리소스 소모로 인해 로켓 엔진의 설계 단계에서 사용될 수 있다. 본 연구에서는 과산화수소/케로센 이원추진제 추력기의 저주파 불안정을 예측하는데 감쇠를 고려한 이중 시간 지연 모델에 기반한 시뮬레이션을 적용했다. 낮은 O/F비에서는 과산화수소/케로센 이원추진제의 저주파 연소 불안정을 예측했지만, 높은 O/F비에서는 예측이 부정확했다. 또한 예측된 연소 불안정은 산화제 공급계의 영향이 지배적인 것을 확인했다.
