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액체 로켓엔진에서 선형 연소 안정한계에 미치는 유한화학반응 및 막냉각 효과
Effects of Finite-Rate Chemistry and Film Cooling on Linear Combustion-Stability Limit in Liquid Rocket Engine 원문보기

한국추진공학회 05 제24회 춘계학술대회논문집, 2005 Apr., 2005년, pp.189 - 193  

손채훈 (조선대학교 항공우주공학과) ,  박이선 (조선대학교 대학원 항공우주공학과) ,  문윤완 (한국항공우주연구원 엔진그룹) ,  김홍집 (한국항공우주연구원 연소기그룹) ,  오화영 (충남대학교 대학원 항공우주공학과) ,  허환일 (충남대학교 항공우주공학과)

초록
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로켓엔진에서 선형 연소 안정한계에 미치는 유한화학반응의 열적 효과와 막냉각 효과를 조사하였다. 안정한계를 평가하기위해 3차원 연소실에서 유한화학반응을 채택한 반응 유동장 계산으로부터 구한 유동변수들을 사용하였다. 주요 유동변수들의 값은 유한화학반응 모델의 채택으로 인해 상당히 달라졌으며 결과적으로 안정한계도 수정되었다. 유한화학반응은 열적 관점에서 안정성 향상에 기여함을 알았다. 또한, 막냉각을 한 경우, 안정성 경향이 향상됨을 알 수 있었다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

Thermal effect of finite-rate chemistry on linear combustion stability and film cooling effect are investigated in sample rocket engine. The flow variables required to evaluate stability limits are obtained from CFD data with finite-rate chemistry adopted in three dimensional chamber. Major flow var...

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