한국추진공학회지 (Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers)

  • 제10권4호
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  • Pages.85-92
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  • 2006
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  • 1226-6027(pISSN)
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  • 2288-4548(eISSN)
한국추진공학회 (The Korean Society of Propulsion Engineers)
권호 표지

막냉각 모형을 이용한 액체로켓엔진 연소기의 열해석

A Thermal Analysis of Liquid Rocket Combustors using a Modelling of Film Cooling Performance

  • 김홍집 (한국항공우주연구원 연소기팀) ;
  • 조원국 (한국항공우주연구원 엔진팀) ;
  • 문윤완 (한국항공우주연구원 엔진팀)
  • 발행 : 2006.12.30
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초록

액체로켓엔진의 막냉각 성능 예측을 위한 설계 프로그램을 개발하였다. 저혼합비 가스층이 가지는 열차단 효과를 CFD를 적용하여 해석하였다. CFD 해석 결과에 기반한 1차원 막냉각 모델을 기존의 재생냉각 프로그램에 적용하였다. 축소형 calorimetric 연소기와 실물형 연소실의 열유속 시험 데이터비교를 통하여, 비록 과다예측 특성을 보이기는 하지만 만족할만한 결과를 얻었다. 이로서 막냉각이 로켓엔진의 노즐목의 열하중 감소에 효과적임이 확인되었다.

A design program has been developed to predict film cooling performance of a liquid rocket engine. A thermal protecting effect of low mixture ratio gas layer has been analysed by CFD. A one-dimensional film cooling model based on the CFD results has been implemented to the previously developed design program of regenerative cooling. Satisfactory agreement has been achieved by comparing the predicted maximum heat flux at the throat of a subscale chamber and the average measured value, and the predicted nozzle average heat flux and the measured value for a full scale chamber with film cooling. It is ascertained that the film cooling is effective to reduce the throat heat flux in rocket engine chamber.

키워드

참고문헌

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