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충돌형 분사기 형태의 액체로켓엔진용 가스발생기 연소성능시험
Combustion Performance Tests of Fuel-Rich Gas Generator for Liquid Rocket Engine Using an Impinging Injector 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.8 no.2 = no.27, 2004년, pp.10 - 17  

한영민 (한국항공우주연구원 우주추진기관실 엔진그룹) ,  김승한 (한국항공우주연구원 우주추진기관실 엔진그) ,  문일윤 (한국항공우주연구원 우주추진기관실 엔진그) ,  김홍집 (한국항공우주연구원 우주추진기관실 엔진그) ,  김종규 (한국항공우주연구원 우주추진기관실 엔진그) ,  설우석 (한국항공우주연구원 우주추진기관실 엔진그) ,  이수용 (한국항공우주연구원 우주추진기관) ,  권순탁 (건국대학교 항공우주공학) ,  이창진 (건국대학교 항공우주공학과)

초록
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본 논문에서는 액체로켓엔진용 160 kW급 터보펌프의 터빈을 구동하고, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 연료 과잉 가스발생기의 설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 충돌형 F-O-F 분사기로 구성된 헤드부, 물냉각 채널 연소실, torch igniter, turbulence ring 그리고 측정 링을 갖는 가스발생기에 대해 기술하였고, 설계점에서의 연소시험 및 turbulence ring 장착여부. 연소실 길이 변화에 따른 연소시험의 결과들에 대해 기술하였다. 연소시험 결과 가스발생기는 설계점에서 안정된 작동성을 보여주었고. 연소압력 및 온도 등의 성능은 예측치에 근접하는 결과였다. Turbulence ring은 출구에서의 가스온도를 균일하게 분포시켜 효과적인 혼합 장치임을 보여 주었고, 4∼6msec 정도에서의 연소가스 잔류시간은 연소효율에 큰 영향을 주지 않았다. 가스발생기 출구에서의 온도는 공급되는 추진제의 O/F ratio에 따라 매우 민감하게 변화하였다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

The results of the combustion performance tests of gas generator which supplies hot gas into the turbine of turbo-pump for liquid rocket engine and uses LOx and kerosene as propellant are described. The gas generator consists of a injector head with F-O-F impinging injector, a water cooled combustio...

주제어

#가스발생기   #연료과잉   #출구온도  

참고문헌 (6)

  1. H. W. Douglass, H.W. Schmidt, L. Levinson, 'Liquid Propellant Gas Generators,' NASA SP-8081. 1972 

  2. Huzel, D. K. and Huang, D. H., 'Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines,' AlAA, 1992 

  3. 권수탁, 이창진, '액체포켓 가스발생기용 F-O-F 인젝터의 설계와 분사특성,' 한국항공우주학회 추계학술발표회논문집 (II). 2203. 11, pp. 1039-1043 

  4. 김승한 등, '액체로켓엔진 연소기 및 가스발생기의 점화 특성 연구,' 제27회 KOSCO SYMPOSIUM, 2003. 12 

  5. 김영한 등, 'KSR-III 측소형(I) 엔진의 연소시험,' 한국항공우주학화지, 제30호 제8권, 2002.12, pp. 120-125 

  6. 한영민, 조남경, 박성진,이수용, 이대성, 'KSR-III 주엔진 연소시험 Cyclogram에 대한 고찰,' 한국추진공학회지, 제6권 제3호, 2002.9. pp.19-27 

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