친환경 추진제를 사용하는 액체로켓엔진의 막냉각링 설계 및 열해석

Design of Film-cooling Ring of The Engine Using Green Propellant And Thermal Analysis

본 연구는 친환경 추진제인 과산화수소($H_2O_2$)와 케로신을 추진제로 하는 액체 로켓 엔진에서의 막냉 각 장치 개발을 목적으로 이를 위하여 막냉각링을 설계/제작하고, 수류 시험을 통해 분무 특성과 공급 유량을 확인하였다. 또한 설계/제작된 막냉각링의 성능 예측을 위하여 열해석을 수행하였다. 수류 실험 결과 설계 유량(42.25g/s)이 공급됨을 확인하였고, 상대적으로 유속이 빠르고 홀 개수가 많은 막냉각링이 더 좋은 분무패턴을 보임을 확인하였다. 또한 열해석 결과 설계된 막냉각링이 충분한 냉각 성능을 가짐을 확인하였다.

The purpose of this study is to design of film-cooling ring for the small thrust rocket engine using green propellants(Hydrogen peroxide and kerosene). Cold flow test was carried out to measure the mass flow rate and atomizing characteristic. Required mass flow rate was obtained from thermal analysis of the engine, and measured flow rate 42.25g/s was in the range of permissible coolant flow rate. With the same mass flow rate, cooling ring with more hole and high velocity shows better spray pattern. The result of thermal analysis, cooling ring has enough cooling performance.