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재생냉각 연소실의 냉각성능 해석
Cooling Performance Analysis of Regeneratively Cooled Combustion Chamber 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.32 no.4, 2004년, pp.67 - 72  

조원국 (한국항공우주연구원 엔진그룹) ,  설우석 (한국항공우주연구원 엔진그룹) ,  조광래 (한국항공우주연구원 우주발사체사업단)

초록
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경험식을 이용한 1차원 해석에 의하여 30톤급 재생냉각 연소기의 냉각 유로 설계를 수행하였다. 1차원 해석에 의한 벽온도는 3차원 CFD 해석과 비교하여 약 100 K의 온도차이를 보였다. 동일한 냉각성능을 유지하면서 냉각 채널의 최대 폭이 4mm 와 2mm인 두 가지 설계안을 제시하였다. 냉각유체의 압력강하는 20% 증가할 것으로 예측되었다. 열차 폐 코팅과 탄소 침착물의 열저항을 고려한 경우, 최대 벽온도는 700K로 예측되었다. 본 연구에서 제시한 냉각 방법은 용량이 부족한 것으로 판단되는 바 막냉각이 추가적으로 적용되어야 할 것으로 판단된다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

A regenerative cooling system has been designed through empirical 1-D analysis for a liquid rocket engine of 30-ton-level thrust. The hot-gas-side wall temperature from 1-D analysis shows 100K difference compared to 3D CFD analysis. Two variations of design with same cooling performance are suggeste...

주제어

#재생냉각   #전산해석   #Bartz 관계식   #열차폐 코팅  

AI 본문요약
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문제 정의

  • 반면 국내의 경우, 재생냉각 엔진 의 개발 초기 단계로 관련 연구결과[7-9]가 많지않은 형편이다. 이에 본 연구에서는 국내 최초로 개발되는 위성발사체용 30톤급 엔진 연소실 개발 을 목적으로 재생냉각 설계를 수행하고자 하며 이에 기 개발된 설계 프로그램 [10, 11]을 사용하였다. Fig.

가설 설정

  • 즉, 외벽의 전 도가 없는 경우와 립과 동일한 전도도를 가지는 경우 두 가지를 비교한 결과 냉각성능에는 큰 차이가 없는 것으로 나타났으며 이는 냉각유체가 외벽과 접하는 면적이 작기 때문이다. 앞으로 보 일 결과는 외벽의 전도가 없는 경우를 가정한 것이다.
  • 이 이외에 연소 실 중간에 막냉각이 적용될 경우, 재생냉각 유로 의 형상이 지나치게 복잡해지며 또한 구조적인 문제가 있을 수 있다. 이에 본 연구에서는 분사 면에서의 믹, 냉각 (barrier cooling)[2]을 제외한 막냉각은 고려하지 않았다. Fig.
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참고문헌 (14)

  1. Huzel, D.K. and Huang, D.H., Modern engineering for design of liquid-propellant rocket engines, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1992. 

  2. Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chamber, NASA SP-8087, 1972. 

  3. G.P. Sutton and D.M. Ross, Elements: the engineering of rockets, Wiley, 1979. 

  4. P.A. Master, E.S. Armstrong and H.G.Price, High-pressure calorimeter chamber tests for liquid oxygen/kerosene (LOX/RP-1) rocket combustion, NASA technical paper, 1988. 

  5. A. Kumakawa, M. Sasaki, K. Sato, H. Tamura, F. Ono, H. Sakamoto and N. Yatsuyanagi, Hot gas side heat transfer characteristics of LOX/H2 and LOX/He type propellants, NAL-TR-1062T, 1990. 

  6. M. Habiballah, M. Popp and V. Yang, Liquid rocket combustion devices: Aspects of modeling, analysis, and design, Proceedings of the second international symposium on liquid rocket propulsion, 1995. 

  7. 정용현, 조원국, 한상엽, 류철성, 소형 연소기 냉각 유로 개념 설계, 한국추진공학회지 제6권 제4호, 2002, pp.1-6 

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  8. 김지훈, 박희호, 김유, 황수권. 액체로켓엔진 추력실의 재생냉각 기관 설계, 한국추진공학회지 제6권 제4호, 2002, pp.25-35. 

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  9. 조원국, 문윤완, 축소형 칼로리미터의 냉각 성능 해석, 제20회 한국추진공학회 춘계학술대회 논문집, 2003, pp.9-12 

  10. 조원국, DN-L1B-REG-001 재생냉각 유로 설계 코드 개발, 한국항공우주연구원, 2003. 

  11. 조원국, 설우석, 재생냉각 연소실 설계 프로그램 개발, 한국항공우주학회지, 제32권 제3호, 2004, pp.102-110 

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  12. Fluent v5.5 user's manual, 2000. 

  13. M.H.N. Naraghi, User manual for RTE2002, 2002. 

  14. DN-L1A-REG-001 3단형 KSLV-I Staging 재검토를 위한 엔진 성능 수정, 한국항공우주연구원, 2003 

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