The combustion of a solid rocket motor is a kind of complicated physical phenomenon. It is complex to simulate the flow and reaction process in rocket nozzle, because there are two different physical fields, subsonic and supersonic. A compressible code for the supersonic after nozzle throat may not be suitable for subsonic areas. As a result of that, we need to fine some kind of numerical method to solve at all speed regimes. Moreover, it is needed to control the flux vector in high speed flow, especially for the shock wave. To simulate combustion of a radial burning grain in solid rocket motor, the species of reacting gases should be specified.
This paper reports the solid propellant combustion and flow of gases in rocket motor by using a preconditioning, shear stress turbulence modeling, AUSMDV(p). To simulate the simplified combustion process, Double base solid propellant is used to calculate reaction of solid propellant.
고체 로켓 모타 내부의 연소는 매우 복잡한 연소현상중의 하나이다. 로켓노즐의 경우 노즐 목 전후로 아음속과 초음속 영역의 물리적으로 서로 다른 영역이 존재하기 때문에 유동장과 연소반응을 해석하는 것은 어려운 일이다. 노즐 후류의 초음속 영역을 해석하는 코드는 아음속 영역에서는 수렴성이 떨어지게 된다.
그 결과로 우리는 전속도 영역에서 수치적으로 해석이 용이한 코드개발의 필요성을 느끼게 된다. 축방향으로 화학반응이 일어나는 고체 연료의 연소를 해석하기 위해서 화학종의 종류도 미리 결정되어져야 한다. 본 보고서는 고체로켓모타내부에서 예조건화와 Shear Stress Turbulence 모델, AUSMDV(p)를 사용하여 유동장과 연소장을 해석한 결과를 나타내고 있다. 고체연료의 해석을 간결하게 하기위해서 Double Base Solid Propellant 연료를 사용하였다.
