Numerical and experimental investigations are carried out on hybrid rocket using paraffin-wax as a solid fuel and gaseous oxygen as an oxidizer . The main purpose of this thesis is to enhance knowledge and improve performance of paraffin-wax hybrid rocket.
In experiments, a lab-scale hybrid rocket with thrust of 30N is manufactured and tested. From many numbers of tests, I found parameters for average thrust and specific impulse, regression rate, combustion characteristics of paraffin-wax, change of fuel grain along time, and performance change due to fuel grain configurations.
In numerical code, in-house-code was developed to analyze the 2D axi-symmetric viscous flow in the combustion chamber. A fully conserved form of Navier-Stokes equation and species conservation equation is used as governing equation. As discretization method, a finite volume method is used. The $AUSM^+$-up is used as spatial discretization and the explicit Runge-Kutta $4^{th}$ order is used as temporal discretization. The Baldwin-Lomax turbulence model is adopted as a turbulence model. Based on this code, flow in combustion chamber of paraffin-wax hybrid rocket is analyzed by changing fuel grain configurations.
현재 하이브리드로켓에 대해서 실험적 연구는 많이 이루어지고 있으나 대부분의 연구는 기존의 고체연료들을 이용한 것으로서, 파라핀-왁스를 사용한 연구는 아직 많지 않다. 그러므로 본 연구에서는 파라핀-왁스를 연료로 사용한 하이브리드로켓을 실험과 수치해석으로 연구함으로써 그 특성을 이해하는 한편, 성능을 향상시키기 위한 방안을 연구하고자 한다.
실험을 통한 연구에서는 추력 30N급의 연소실험장치를 제작하였다. 이 실험장치에서는 산화제 유량을 조절하거나, 연료그레인의 형상을 변화시키면서 하이브리드로켓의 성능을 시험하였다. 특히 실험에서 얻어진 데이터를 바탕으로 후퇴율 관계식과 파라핀-왁스의 연소특성, 연료그레인의 시간에 따른 형상변화, 연료그레인 형상변화에 따른 성능변화를 살펴보았다.
수치해석을 통한 연구에서는 산소를 산화제로 사용하는 하이브리드로켓의 연소실을 해석하는 코드를 개발하였다. 코드는 JPL노즐과 2D채널에서의 수소연소와 같은 테스트 문제를 통해서 검증하였다. 이와 같이 검증된 코드를 바탕으로 연소실 내부의 유동을 해석하였으며, 유동해석결과가 실험결과와 추력과 질량유동률 면에서 오차10% 내에서 일치하는 결과를 보여주었다. 또한 이 코드를 이용하여 다양한 형상의 연료그레인을 적용하였을 때의 연소실 내부 유동장을 분석하였다. 이를 통해서 연료그레인 형상 변화에 의한 성능변화가 유동장 때문이 아니라, 연소현상에 의한 것임을 알 수 있었다.
