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Experimental study of metalized and non-metalized ethanol based solid propellant for hybrid rocket engine = 하이브리드 로켓 엔진을 위한 금속화/비금속화 된 에탄올 기반의 고체 추진제에 대한 실험적 연구
서명 / 저자 Experimental study of metalized and non-metalized ethanol based solid propellant for hybrid rocket engine = 하이브리드 로켓 엔진을 위한 금속화/비금속화 된 에탄올 기반의 고체 추진제에 대한 실험적 연구 / John Jerin.
저자명 Jerin John ; JERIN JOHN
발행사항 [대전 : 한국과학기술원, 2015].
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The concept of a hybrid rocket has been around since the late 1930’s. Hybrid rockets are types of chemical rocket propulsion systems that employ fuel and oxidizer ingredients separated physically and also by phase, usually consisting of an inert solid grain with the injection of liquid or gaseous oxidizer. Hybrid rocket propulsion systems have many major advantages over conventional liquid- or solid- propulsion systems, especially on im-proved safety, higher density impulse, minimal environmental impact, on-off capability, and low development cost. Until now, the regression rate of classical hybrid rocket engines have typically lower magnitude compared with solid propellant motors when used with the conventional HTPB/Paraffin based solid fuel. In addition to the lower regression rates, relatively low combustion efficiency, low mass burning rates, and varying oxidizer to fuel ratio during operation have been reported. Theses disadvantages can be ameliorated by thinking alternate solid fuel for the hybrid rocket engines. Ethanol is a vital renewable biofuel which is eco-friendly, and cost effective in comparison to the other conventional hybrid rocket fuels which are in current use. Ethanol also has a long and illustrious record as a liquid rocket fuel, being the fuel for German V-2, Jupiter C, and American Redstone Rock-et. Thus ethanol is an excellent rocket fuel and it is desirable for use in hybrid rocket. Hybrid rockets use a liquid oxidizer and solid fuel, so, in order to use ethanol in hybrid rocket, it must be converted into solid material using appropriate gelling agent. The overall goal of this research was to determine the relative propulsive and combustion behavior for the fami-ly of newly-developed Ethanol based solid-fuel formulation containing nano-sized metal additives. Seventeen formulations were used in this research containing Ethanol-MC, Ethanol-MC+Al, Ethanol-MC+B by varying the gellant and metal particle concentration. All the formulated propellant samples showed viscoelastic behavior over the shear rates of 1 to 20 s-1 and 1 to 1000 s-1. There is greater influence on the yield stress in the metalized propellant samples compared with the non-metalized samples. The higher yield stress means the ease of han-dling, storage, transportation. An oscillatory rheology analysis showed that, the gellant and metal particle con-centration play an important role in determining the viscoelastic properties of the soft solid ethanol fuel. All the ethanol based solid propellant (metalized and non-metalized) were found to be independent of wide range strain %, at a constant frequency of 1, 50, 100 Hz. The G’ and G” values seems to be independent on the fre-quency. The G’ values are much higher than the G” values for all the propellant samples over the frequency range covered in the present study. These results facilitates an immediate distinction between solid phase and network deformation. The shear rate range, gellant and nano-metal particle concentrations all played an im-portant role and significantly influenced the rheological properties of the propellant samples. The required prop-erties for the use of formulated solid fuel in the hybrid rocket engines that intended to address in this work were the high yield stress over a considerable range of shear rate, high storage moduli, and viscoelasticity. The heat of combustion of ethanol solid propellant has been determined using bomb calorimeter. The heat of combustion of ethanol solid propellant is 28 % - 30 % less than that of the pure liquid ethanol. It was due to the fact that, propellant samples formulated contains active ethanol content varying from 68 % - 75 % compared to 100 % in liquid ethanol. Non-metalized ethanol solid propellant samples under complete combustion by pro-ducing H2O, and CO2 as the product species, leaving no residues. This further proves that non-metalized ethanol based solid propellant is eco-friendly solid propellant compared to the other conventional propellants used in the hybrid rocket engines. The metalized propellant samples found to have lager calorific value compared with non-metalized case. Ethanol- 15% MC+ 5% B have 3.7% higher heat of combustion value when compared with Ethanol- 15% MC+ 5% Al and 6.8 % higher compare with Ethanol+ 17% MC. Metalized ethanol solid propel-lant samples under complete combustion by producing H2O, and CO2 as the product species, along with oxides. The dependency of pressure on linear regression rate for selected propellant samples was determined using Strand burner under various test pressures using constant volume approach. The linear regression rate increased by 58.25 % when the chamber pressure increased from 80 psi to 220 psi for Ethanol+ 15 % MC solid fuel and 86.92% for Ethanol+15 % MC+ 5 % Al. The average regression rate and average mass burning rate were deter-mined for propellant Ethanol+ 15% MC and Ethanol+ 15% MC- 5% Al. It was found that, regression rate and mass burning rate depends on initial camber pressure and the magnitude increases with increase in pressure. Thermal stability study were conducted on all formulated samples. Ethanol+ 14 wt. % MC+ 2 wt. % B, Ethanol+ 15 wt. % MC+5 wt. % B, Ethanol+ 14 wt. % MC+5 wt. % B have the highest Onset temperature; means highest thermal stability compared with other formulations.

하이브리드 로켓의1930년에 등장하였다. 하이브리드 로켓은 화학 로켓 추진 시스템의 한 종류로써 연료와 산화제 성분을 물리적으로 혹은 상태적으로 분리하여 저장하며 보통은 내부의 고체 그레인과 가스 혹은 액체 상태의 산화제의 분무 시스템으로 구성되어 있다. 하이브리드 로켓 추진 시스템은 기존의 액체, 고체 추진 시스템에 보다 안전성 향상, 고밀도의 에너지, 최소한의 환경 영향, 온-오프 성능 그리고 낮은 개발비용 과 관련해 많은 장점을 갖고 있다. 지금까지 HTPB/Paraffin 기반의 고체 연료를 사용할 때 고전적인 하이브리드 로켓 엔진은 보통 고체 추진 로켓과 비교하여 낮은 후퇴율을 보였다. 추가적으로 낮은 연소 효율, 낮은 질량 연소율, 구동 중 연료비에 대한 산화제의 변화가 관찰되었다. 이러한 단점들은 하이브리드 로켓 엔진을 위한 대체 가능한 고체 연료를 고려함으로써 개선될 수 있다. 에탄올은 재생 가능한 바이오 연료로써 현재 사용되는 기존의 하이브리드 로켓와 비교하여 친환경적이며 비용 효율적이다. 에탄올은 또한 액체 연료로서 널리 사용되며 독일의 V-2, Jupiter C, 미국의 Redstone Rocket에 사용되었다. 그리고 에탄올은 매우 훌륭한 로켓 연료이며 하이브리드 로켓에 사용하는 것은 매우 바람직하다. 하이브리드 로켓은 액체 산화제와 고체 연료를 사용하기 때문에 에탄올을 사용하기 위해서는 적절한 젤화를 통해 고체화되어야 한다. 본 연구의 전체적인 목표는 나노 사이즈의 금속이 첨가된 고체 연료 기반의 신개발 된 에탄올의 상대적인 추진력과 연소 거동을 확인하는 것이다. 이번 연구에서는 젤화제와 금속 입자의 농도를 변화시키면서 에탄올-MC, 에탄올-MC+Al, 에탄올-MC+B을 포함한 17개의 합성연료를 사용하였다. 합성된 모든 추진제 샘플은 전단율이 1 s-1 에서20 s-1 과1s-1 에서 1000 s-1 일 때 점탄성 거동을 보였다. 비금속화된 젤 추진제와 비교하여 금속화된 젤 추진제는 항복강도에서 큰 변화가 있었다. 높은 항복 강도는 취급, 저장, 운반을 용이하게 만든다. 진동분석을 통해 젤화제와 금속 입자의 농도가 무른 고체 에탄올 연료의 점탄성 특성을 결정하는 것을 확인했다. 모든 고체 에탄올 추진제는 1, 50, 100 Hz의 일정한 주파수에서 넓은 범위의 변형율에 독립적인 것을 확인 했다. G’와 G’’의 값은 주파수와 독립적인 것 또한 확인하였다. 본 연구에서 수행한 범위 내의 주파수에서 모든 추진제 샘플의G’는 G’’보다 더 높은 값을 가진다. 이러한 결과는 고상과 네트워크 변형 사이의 직접적인 차이를 확인 할 수 있게 한다. 전단율 범위, 젤화제, 나노 금속 입자의 농도는 모두 추진제 샘플의 유변학적 특성에 중요한 역할과 중대한 영향을 끼친다. 본 연구에서 중점적으로 확인 한 것은 하이브리드 로켓 엔진에 합성된 고체 연료를 사용하기 위해 필요한 특성은 상당한 범위의 변형율에서 높은 항복 강도, 높은 저장성, 점탄성이라는 것이다. 고체 에탄올 추진제의 연소열은 봄베 열량계로 측정하였다. 고체 에탄올 추진제의 연소열은 순수 액체 에탄올보다 28%-30% 적었다. 이유는 합성된 추진제 샘플들이 액체에서는 100%인 것과 비교해 68%-75%까지 변화하는 활성 에탄올을 포함하기 때문이다. 비금속화된 고체 에탄올 추진제 샘플은 완전 연소된 상태에서 H2O 와 CO2를 생성함으로써 잔류물을 남기지 않았다. 이것을 통해 비금속화된 고체 에탄올 추진제가 하이브리드 로켓에 사용되는 기존의 다른 추진제와 비교하여 친환경적인 추진제라는 것을 알 수 있다. 금속화된 추진제 샘플은 비금속화된 것과 비교하여 높은 열량을 갖는 것을 확인했다. 에탄올 - 15% MC+ 5% B 는 에탄올- 15% MC+ 5% Al과 비교하여 3.7%, 에탄올+ 17% MC과 비교하여 6.8% 높은 연소열을 발생했다. 금속화된 고체 에탄올 추진제 샘플은 완전 연소된 상태에서 H2O 와 CO2 뿐만 아니라 산화물을 생성하였다. 선택된 추진제 샘플의 선형 후퇴율의 압력 의존성은 일정한 부피의 다양한 테스트 압력에서 스트랜드 버너를 이용하여 측정했다. 선형 휴퇴율은 에탄올+ 15 % MC 에 대해서 챔버 압력이 80 psi 에서 220 psi까지 변할 때 58.25% 증가했고 에탄올+15 % MC+ 5 % Al에 대해서는 86.92% 증가했다. 평균 후퇴율과 평균 질량 연소율은 에탄올+ 15% MC과 에탄올+ 15% MC- 5% Al에 대해서 측정하였다. 후퇴율과 질량 연소율은 초기 챔버 압력과 압력의 증가 정도에 의존하는 것을 확인했다. 합성된 모든 샘플들은 열적 안정성 연구가 수행되었다. 에탄올+ 14 wt. % MC+ 2 wt. % B, 에탄올+ 15 wt. % MC+5 wt. % B, 에탄올+ 14 wt. % MC+5 wt. % B 가 가장 높은 임계 온도를 가졌고 이것은 다른 샘플들과 비교하여 가장 높은 열적 안정성을 갖는 다는 것을 의미한다.

서지기타정보

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청구기호 {MAE 15022
형태사항 ix,79 : 삽도 ; 30 cm
언어 영어
일반주기 저자명의 한글표기 : JERIN JOHN
지도교수의 영문표기 : Seung Wook Baek
지도교수의 한글표기 : 백승욱
Including Appendix
학위논문 학위논문(석사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학과,
서지주기 References : p.
주제 Hybrid rocket engines
Ethanol
Methyl Cellulose (MC)
Viscoelastic
Regression rate
하이브리드 로켓 엔진
에탄올
메틸 셀룰로스(MC)
점탄성
후퇴율
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