항공우주기술 (Aerospace Engineering and Technology)

한국항공우주연구원 (Korea Aerospace Research Institute)
권호 표지

로켓엔진 고공환경 모사용 디퓨져의 냉각 채널 열 해석

Thermal Analysis of Exhaust Diffuser Cooling Channels for High Altitude Test of Rocket Engine

  • 조기주 (한국항공우주연구원 추진기관체계팀) ;
  • 김용욱 (한국항공우주연구원 추진기관체계팀) ;
  • 강선일 (한국항공우주연구원 추진기관체계팀) ;
  • 오승협 (한국항공우주연구원 추진기관체계팀)
  • 투고 : 2010.01.08
  • 심사 : 2010.10.01
  • 발행 : 2010.11.01
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초록

로켓엔진 고공 환경 모사용 디퓨져에는 연소가스의 고열로부터 디퓨져를 보호하기 위해 물을 이용한 냉각시스템이 사용되며 냉각수의 유량 및 압력은 냉각 채널 내부에서 냉각수의 비등이 발생하지 않도록 결정된다. 따라서 냉각수 유량의 변화에 따른 냉각 채널 벽면의 최고온도 예측은 냉각시스템의 운용 압력을 결정하는데 주요한 변수가 된다. 본 연구에서는 열평형 이론에 근거하여 유량 변화에 따른 채널 벽면의 최고온도를 예측하는 방법을 기술하였다.

Water cooling ducts are installed in the exhaust diffuser for high altitude tests of rocket engine to protect diffuser from high-temperature combustion gas. The mass flow rate and pressure of cooling water is designed to prevent boiling of cooling water in the ducts. Therefore, the estimation of maximum temperature of duct wall is important parameter in design of cooling system, especially pressure of cooling water. The method for predicting maximum temperatures of duct walls with variation of coolant flow rates was derived theoretically.

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참고문헌

  1. F. P. Incropera, D. P. De WITT, Introduction to heat transfer, John Wiley & Sons, 1985.
  2. W. M. Kays, M. E. Crawford, Convective heat and mass transfer, McGraw-Hill, 1980.
  3. V. V. Mironov, et al., Analysis and provisional designing of exhaust diffuser for testing of SRM for KSLV, Keldysh Research Center, 2006.
  4. 김용욱, 이정호, 유병일, 김상헌, 조상연, 조기주, 디퓨져를 이용한 킥모터 고공환경 모사시험, KARI-PST-TM-2008-018, 2008