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HWAHAK KONGHAK,
Vol.21, No.3, 167-174, 1983
Vol.21, No.3, 167-174, 1983
복합 고체 추진제의 초기온도가 연소속도에 미치는 영향에 관한 연구
A New Functional Relationship between Burning Rate and Initial Grain Temperature in Composite Solid Propellants
복합 고체 추진제의 연소에 있어서 분해영역, 기체반응영역, 회염영역사이의 열전달을 부사와 및 전도의 두 기구로 가정함으로써, 추진제의 연속속도-초기온도-연소실내압의 함수관계를, BR=k BR=kτnexp（-Eατ）(P/Z)n 으로 표현하였다. 여기서, τ는 추진제 초기온도의 분수 함수로서 τ=1/R·(Ti+C) 로 표현된다.
본 연구에서는 추진제의 초기온도가 연속속도에 미치는 영향을 부사와 전도의 두 열전달기구로 설명함으로써, 초기온도의 영향을 계량화하였다. 제안된 관계식은 임의의 초기온도, 임의의 연소실내압하에서 추진기관의 설계 및 성능해석을 가능하게 한다.
제시된 모형의 견실성을 실증하기 위하여 2가지 타입의 복합 고체 추진계를 선정, 연소시험을 통하여 게산치와 측정치를 비교 검토하였다. 그 결과, 각각의 초기온도에서, 연소실내압에 따蓡른 연소속도의 측정치와 계산치 사이의 차이를 측정치에 대한 백분율로 나타내었을 때 최저 0 %에서 최고 2 %사이의 분포를 이루고 있다는 것을 인지하였으며, 이차이는 추진기관의 설계 및 성능해석에 미치는 영향은 극미하다는 것을 알 수 있었다.
본 연구에서는 추진제의 초기온도가 연속속도에 미치는 영향을 부사와 전도의 두 열전달기구로 설명함으로써, 초기온도의 영향을 계량화하였다. 제안된 관계식은 임의의 초기온도, 임의의 연소실내압하에서 추진기관의 설계 및 성능해석을 가능하게 한다.
제시된 모형의 견실성을 실증하기 위하여 2가지 타입의 복합 고체 추진계를 선정, 연소시험을 통하여 게산치와 측정치를 비교 검토하였다. 그 결과, 각각의 초기온도에서, 연소실내압에 따蓡른 연소속도의 측정치와 계산치 사이의 차이를 측정치에 대한 백분율로 나타내었을 때 최저 0 %에서 최고 2 %사이의 분포를 이루고 있다는 것을 인지하였으며, 이차이는 추진기관의 설계 및 성능해석에 미치는 영향은 극미하다는 것을 알 수 있었다.
By depicting the transfer of heat and combustion reaction to take place within thin gas layers close to the propellant burning in a steady-state fashion, a new theoretical relationship has been deduced to describe the burning rates of solid propellants as a function of initial grain temperature and chamber pressure. The proposed equation is BR=kτnexp（-Eατ）(P/Z)n where BR=burning rate, τ=1/R(Ti+C), k,n=constants, Eα=activation energy, Ti=initial grain temperature, C=effective temperature rise, P=Combustion chamber pressure and Z=mean Compressibility factor.
The proposed model was tested and evaluated visa vis strand burner data and it was found that the deviation of the computed burning rates from the measured ones ranged zero to 2 %. This leads to the conclusion that the model proposed herein, both physical and mathematical, correctly represents the reality of combustion process of solid propellants, thus proving to be useful in design an performance analysis of propulsion system.
The proposed model was tested and evaluated visa vis strand burner data and it was found that the deviation of the computed burning rates from the measured ones ranged zero to 2 %. This leads to the conclusion that the model proposed herein, both physical and mathematical, correctly represents the reality of combustion process of solid propellants, thus proving to be useful in design an performance analysis of propulsion system.
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