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가스발생기 연료 및 산화제 매니폴드 유동해석을 통한 유량균일성 파악
Flow Analyses for the Uniform Distribution of Propellants at Manifolds of a Full-scale Gas Generator 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.37 no.11, 2009년, pp.1140 - 1147  

김홍집 (한국항공우주연구원 연소기팀) ,  최환석 (한국항공우주연구원 연소기팀)

초록
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펌프공급방식 액체로켓엔진 가스발생기의 매니폴드를 대상으로, 연료 및 산화제의 유량 균일성을 파악하기 위하여 유동해석을 수행하였다. 3가지의 연료링과 3가지의 분사기 헤드 형상에 대하여 유동해석을 수행함으로써, 유량균일성을 검토하였다. 이를 통해 최적의 유량균일성을 가지는 연료링과 분사기 헤드의 형상을 결정하였다. 또한 분사기 출구에서의 혼합비 분포를 유동해석 결과로부터 도출하였다. 이를 통하여, 연료와 산화제 모두 유량균일성이 우수한 형상을 결정할 수 있었다.

Abstract AI-Helper 아이콘AI-Helper

Flow analyses have been performed to investigate the uniformity of propellant flow through the fuel and oxidizer manifolds of a full-scaled gas generator for a pump-fed liquid rocket engines. Injectors were simulated as porous medium layers having equivalent pressure drops. The uniformity of propell...

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

  • 본 연구에서는 이와 동일한 방법으로 가스발생기의 연료 및 산화제 매니폴드에서의 유동해석을 통해 분사기 출구에서의 유량을 예측하여 균일성을 파악하고, 대략적으로 분사기 출구에서의 혼합비를 도출하였다. 이러한 결과들을 바탕으로 최적의 유량균일성을 보이는 매니폴드 및 분사기 헤드의 형상을 선정하는데 그 목적을 두었다.
  • 이번에는 분사기열에 따른 질량유량을 살펴보았다. Fig.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
엔진 사이클은 터보펌프를 구동한 뒤 구동에 사용된 가스의 사용방식에 따라 어떻게 구분될 수 있는가? 터보펌프를 구동한 뒤 구동에 사용된 가스를 어떻게 사용하느냐에 따라 엔진 사이클을 개방형(open)과 닫힘형(closed) 사이클로 대별할 수 있다[1-4]. 개방형 사이클에 비해 닫힘형 사이클은 추력 및 비추력이 높지만 상대적으로 복잡한 scheme을 가진다.
고성능/고추력 로켓엔진을 구현하기 위해 주로 이용되는 방식은? 고성능/고추력 로켓엔진을 구현하기 위해, 가압식(pressure-fed)보다 터보펌프를 이용하여 추진제를 승압하여 공급하는 펌프공급(pump-fed) 방식이 주로 이용되고 있다[1,2]. 우주 발사체 기술을 보유한 선진국의 경우에는 대부분 터보펌프를 이용한 액체로켓엔진을 개발하고 있어 1950년대부터 가스발생기(gas generator)에 대한 개발을 수행해 왔으며, 특히 현재 운영 중인 닫힘형 다 단연소 사이클(staged combustion closed cycle) 엔진의 예연소기(preburner)까지 매우 높은 수준의 가스발생기 개발 기술을 보유하고 있다.
개방형(open)과 닫힘형(closed) 사이클의 차이는? 터보펌프를 구동한 뒤 구동에 사용된 가스를 어떻게 사용하느냐에 따라 엔진 사이클을 개방형(open)과 닫힘형(closed) 사이클로 대별할 수 있다[1-4]. 개방형 사이클에 비해 닫힘형 사이클은 추력 및 비추력이 높지만 상대적으로 복잡한 scheme을 가진다. 이에 비해, 비교적 간단한 개방형 사이클은 10~100톤 정도의 추력을 가지며, 가스발생기를 이용하여 터보펌프를 구동한다. 본 연구의 대상은 국내에서 개발 중인 개방형 사이클에서 채용되는 가스발생기이다.
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참고문헌 (10)

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

  2. D.K. Huzel and D. Huang, Modern engineering for design of liquid-propellant rocket engines, AIAA Inc., 1992. 

  3. G.P. Sutton and D.M. Ross, Rocket Propulsion Elements, John Wiley & Sons Inc; 5th edition, 1986. 

  4. G.P. Sutton, History of Liquid Propellant Rocket Engines, American Institute of Astronautics and Aeronautics, 2005. 

  5. J. Thoenes, Duct flow nonuniformities for Space Shuttle Main Engine(SSME), NASA-CR-178734, 1985. 

  6. M. Rocker, Combustion Devices CFD Team Analyses Review, Marshall Space Flight Center, Document ID: 20090002407, 2008. 

  7. 김홍집, 김성구, 김종규, 한영민, 최환석, “30톤급 실물형 연소기 산화제 매니폴드 유동해석 을 통한 유량균일성 개선”, 한국추진공학회지, v. 12, n. 3, pp. 16-23, 2008. 

  8. 최환석, 서성현, 김영목, 조광래, “추력 30톤급 엑체산소/케로신 로켓엔진 연소장치 개발(II)-가스발생기”, 한국항공우주학회지, v. 37, n. 10, pp. 1038-1047, 2009. 

  9. Fluent User's Manual, Version 6 

  10. NIST chemistry data, http://webbook.nist.gov/chemistry/fluid 

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