연소실 냉각채널 설계를 위한 1차원 열 해석 기법 확립 및 검증 Establishment and Verification of One-Dimensional Thermal Analysis Technique for Design of Combustion Chamber Cooling Channel원문보기
액체로켓 연소실 내부 벽면에서의 열전달은 대류, 복사 및 전도를 모두 고려해야 하기 때문에, 정확한 열전달량을 예측하기에는 어려움이 있다. 이에 현재 주로 상용 해석 프로그램을 사용할 경우가 많은데, 이 경우에는 복잡한 입력 작업과 상당한 계산 시간이 소요된다는 문제가 있다. 따라서 본 연구에서는 초기 기초 설계 단계에서 간편하게 사용할 수 있는 1차원 열 해석 기법을 정립하였으며, 정립된 1차원 열 해석기법을 통해 본 연구실에서 개발한 스팀제너레이터의 연소실 냉각채널을 설계하였다. 연소 실험 결과, 1차원 열 해석 기법을 통해 예측된 냉각수의 온도 증가량은 실험결과와 약 8.5%의 차이를 보임을 확인하였다.
액체로켓 연소실 내부 벽면에서의 열전달은 대류, 복사 및 전도를 모두 고려해야 하기 때문에, 정확한 열전달량을 예측하기에는 어려움이 있다. 이에 현재 주로 상용 해석 프로그램을 사용할 경우가 많은데, 이 경우에는 복잡한 입력 작업과 상당한 계산 시간이 소요된다는 문제가 있다. 따라서 본 연구에서는 초기 기초 설계 단계에서 간편하게 사용할 수 있는 1차원 열 해석 기법을 정립하였으며, 정립된 1차원 열 해석기법을 통해 본 연구실에서 개발한 스팀제너레이터의 연소실 냉각채널을 설계하였다. 연소 실험 결과, 1차원 열 해석 기법을 통해 예측된 냉각수의 온도 증가량은 실험결과와 약 8.5%의 차이를 보임을 확인하였다.
Predicting heat transfer from the inner wall of the combustion chamber of the liquid rocket is a very difficult task. Several complex processes, such as convection, radiation and conduction must be taken into consideration. Usually commercial programs are used for the analysis of this processes. How...
Predicting heat transfer from the inner wall of the combustion chamber of the liquid rocket is a very difficult task. Several complex processes, such as convection, radiation and conduction must be taken into consideration. Usually commercial programs are used for the analysis of this processes. However, commercial programs are not a perfect solution, because of the long calculation times and a burdening data-input work. In this study, we developed and implemented one - dimensional thermal analysis. This technique can be easily used on the initial stage. The design of the combustion chamber's cooling channel of the steam generator designed using developed technique. In order to compare experimental and theoretical data, the combustion test was performed. Obtained experimental data for the coolant temperature differ from the theoretical prediction by only 8.5%.
Predicting heat transfer from the inner wall of the combustion chamber of the liquid rocket is a very difficult task. Several complex processes, such as convection, radiation and conduction must be taken into consideration. Usually commercial programs are used for the analysis of this processes. However, commercial programs are not a perfect solution, because of the long calculation times and a burdening data-input work. In this study, we developed and implemented one - dimensional thermal analysis. This technique can be easily used on the initial stage. The design of the combustion chamber's cooling channel of the steam generator designed using developed technique. In order to compare experimental and theoretical data, the combustion test was performed. Obtained experimental data for the coolant temperature differ from the theoretical prediction by only 8.5%.
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문제 정의
하지만, 현재 많이 활용되고 있는 상용 프로그램을 사용할 경우, 해석 모델의 생성부터 다양한 해석 조건 설정 등의 복잡한 입력방법과 해석 모델의 구조적 크기와 용량 그리고 해석 모듈의 성능에 따라서 상당한 계산 시간이 소요된다. 이에 본 연구에서는 초기 기초 설계 단계에서 간편하게 열적 부하를 계산하여 설계에 반영할 수 있는 1차원 열 해석 기법을 참고문헌[9,10]을 바탕으로 정립하였다. 정리된 1차원 열 해석 기법은 연소실에서의 전도, 대류 및 복사 열전달을 고려한 연소실의 정상상태에 대한 해석을 수행할 수 있다.
가설 설정
3. 초기에 연소실 내벽온도(Twall)를 가정하고 냉각수에서의 대류열전달계수(α)를 계산한다.
8. 초기 가정하는 연소실 내벽온도(Twall)값과 계산된 연소실 내벽(Twall)의 온도차이가 0.0001K 이하가 될 때까지 계산을 반복한다.
제안 방법
1. 먼저 추진제 정보를 이용해 연소실 연소가스에 대한 정보를 CEA를 이용하여 계산한다.
7. 이와 같은 과정을 길이방향으로 분할된 미소단위로 계산하고, 연소실 내벽온도(Twall)를 초기 값과 비교한다.
연소실에 대한 수치는 Table 4와 같다. 그리고 냉각 채널의 변수 설정의 경우 제작 및 구조 강성을 고려하여 Table 5와 같이 냉각채널 형상(벽두께, 채널 두께)을 경우 별로 선정하였으며 이후 공급되는 냉각수 유량에 따른 열 해석을 수행하였다.
가 지배적으로 알려져 있다[9]. 따라서 본 논문에서는 해석의 편의를 위해 두 가지 연소생성물에 대해서만 복사 열전달을 계산하였다.
본 연구에서는 액체로켓 연소실에서 전도, 대류 및 복사 열전달을 고려한 실험식을 통하여, 초기 설계과정에 반영 가능한 냉각 채널 설계 기법을 확립하였다. 이를 통해 실제 연소실 냉각 채널 설계에 반영하여 연소실 벽면 두께 2 mm, 냉각채널 두께 2 mm인 연소실을 제작하였고 냉각수 유량 1 kg/s를 보내어 연소 실험을 통한 검증실험을 수행하였다.
본 연구에서는 액체로켓 연소실에서 전도, 대류 및 복사 열전달을 고려한 실험식을 통하여, 초기 설계과정에 반영 가능한 냉각 채널 설계 기법을 확립하였다. 이를 통해 실제 연소실 냉각 채널 설계에 반영하여 연소실 벽면 두께 2 mm, 냉각채널 두께 2 mm인 연소실을 제작하였고 냉각수 유량 1 kg/s를 보내어 연소 실험을 통한 검증실험을 수행하였다.
대상 데이터
그리고 연소실 벽면 두께가 3mm일 경우 연소실 벽면 온도가 모두 1000 K을 넘었다. 1000 K가 스테인리스 스틸의 용융점은 아니나 상대적으로 높고 연소실 무게적인 측면을 고려하여 최종적으로 연소실 벽면 두께는 2 mm로 선정하고 냉각채널 두께는 2 mm로 선정하였다. 또한, 냉각수 유량이 1 kg/s일 때 충분한 냉각이 되므로, 비용적인 측면을 고려해 냉각수 유량을 1 kg/s로 선정하였다.
데이터처리
Iwall, μwall은 연소가스의 온도에 따른 값들을 CEA를 이용해 계산을 하고, 계산된 결과들을 온도의 함수로 다항식 회귀 분석을 하여 사용한다.
이론/모형
해석을 진행하기에 앞서 해석이 수행될 연소실의 기하학적 형상 선정이 필요하다. 이는 앞서 선정한 추진제 조합의 특성을 고려하여 연소실 기본 설계기법을 활용하여 선정하였다. 연소실에 대한 수치는 Table 4와 같다.
성능/효과
6, Table 6과 같이 결과를 정리하였다. 1차원 열 해석수행 결과 냉각채널 벽면 온도는 최고 553.2 K로 나왔으며 냉각수 출구 온도는 331.6 K로 계산되었다. 모든 경우에서 냉각수 온도는 냉각수 예상 공급압력(약 25 bar)보다 현저히 낮은 1 bar 기준에서도 끊는점 이하로 예측되었다.
냉각 채널 입구에서의 냉각수 온도는 약 18.5℃(291.7 K)이며 출구에서의 냉각수 온도는 실험 종료 시점 기준으로 약 최고 58.5℃(331.7K)로 약 ∆T = 40℃의 변화를 확인하였다.
6 K로 계산되었다. 모든 경우에서 냉각수 온도는 냉각수 예상 공급압력(약 25 bar)보다 현저히 낮은 1 bar 기준에서도 끊는점 이하로 예측되었다. 그리고 연소실 벽면 두께가 3mm일 경우 연소실 벽면 온도가 모두 1000 K을 넘었다.
연소 실험 결과, 냉각 채널에 흐르는 냉각수의 입구 온도와 출구 온도는 실험 종료 시점 기준으로 약 ∆T = 40℃가 상승함을 확인하였다. 이는 확립된 1차원 열 해석 기법의 결과인 냉각수 입구 온도와 출구 온도의 변화인 약 ∆T = 43.
이는 1차원 해석 결과인 냉각수 입구 온도 15℃(288.2 K), 출구 온도 58.463℃(331.6 K)으로 약 ∆T = 43.4℃으로 연소 실험과 1차원 해석 기법의 냉각수 온도의 상승률의 차이가 약 8.5%로 차이가 적음을 확인할 수 있었다.
연소 실험 결과, 냉각 채널에 흐르는 냉각수의 입구 온도와 출구 온도는 실험 종료 시점 기준으로 약 ∆T = 40℃가 상승함을 확인하였다. 이는 확립된 1차원 열 해석 기법의 결과인 냉각수 입구 온도와 출구 온도의 변화인 약 ∆T = 43.4℃와 비교 시 실제연소 실험 냉각수의 온도 변화와 약 8.5% 수준의 차이로 유사한 온도 변화가 나타남을 확인하였다. 냉각수 출구 온도 변화에 있어서 1차원 해석 기법의 결과와 연소 실험을 통한 결과가 다소 차이를 보이는 이유는 1차원 해석 기법의 경우, 초반의 열 해석 구간에 있어 연소 효율을 반영한 정확한 열전달량을 도출하기에는 어려움이 있기 때문으로 판단된다.
후속연구
따라서 확립된 1차원 열 해석 기법을 통해 연소실 냉각 채널 기초 설계 단계에서 간편하게 열적부하를 계산하여 설계에 반영할 수 있는 방안을 확보하였다고 할 수 있다. 이는 추후 다른 연소실의 냉각 채널을 설계하는데 있어 상당히 유효하게 활용될 것이라 생각한다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
고추력 로켓이 요구되는 이유는 무엇인가?
우리나라는 나로호(KSLV-1)의 발사경험을 통해서우주 발사체 독자개발을 위한 기반을 확보했으며, 현재는 누리호(KSLV-2)의 개발이 진행 중이다. 우주 발사체의 개발이 진행됨에 따라 더욱 많은 payload를들어 올릴 수 있는 고추력 로켓이 요구되고 있다. 이러한 고추력 로켓은 많은 유량의 연료와 산화제가소모되며, 그에 따라 로켓 엔진 연소실에 가해지는열적 부하는 더욱 커지게 된다.
액체로켓 연소실 내부 벽면의 열전달량을 예측하기 힘든 이유는 무엇인가?
액체로켓 연소실 내부 벽면에서의 열전달은 대류, 복사 및 전도를 모두 고려해야 하기 때문에, 정확한 열전달량을 예측하기에는 어려움이 있다. 이에 현재 주로 상용 해석 프로그램을 사용할 경우가 많은데, 이 경우에는 복잡한 입력 작업과 상당한 계산 시간이 소요된다는 문제가 있다.
많은 payload를들어 올릴 수 있는 고추력 로켓이 요구를 충족하기 위해 필요한 것은 무엇인가?
이러한 고추력 로켓은 많은 유량의 연료와 산화제가소모되며, 그에 따라 로켓 엔진 연소실에 가해지는열적 부하는 더욱 커지게 된다. 이에 로켓 연소실의벽면을 효율적으로 냉각하기 위한 최적의 냉각채널설계가 요구되며, 이를 설계 단계에서 검증하기 위한다양한 기법이 요구된다. 하지만 고온 고압에서 연소가 이루어지는 연소실의 냉각 채널 설계에 있어 연소실험을 통해 열적 부하에 대한 열 해석을 수행하기에는 그 방법 및 시간, 비용 등의 측면에서 어려움이 따른다[1].
참고문헌 (10)
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Moon, I. S., Lee, S. M., Moon, I. Y., Yoo, J. H., and Lee, S. Y., "Design of Cooling Channels of Preburners for Small Liquid Rocket Engines with Computational Flow and Heat Transfer Analysis," Journal of Astronomy and Space Sciences, Vol. 28, No. 3, 2011, pp. 233-239.
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