초록 ▼

I. 제목 : 단일요소 분사기의 연소성능 시험 II. 연구개발의 목적 및 필요성 액체로켓 개발을 효과적으로 수행하기 위해서는 다양한 기초 연구가 절실하며, 본 연구를 통해 다음과 같은 기초실험을 수행할 수 있는 system 개발은 필수적이다. · 기초 성능 연구 · 재생냉각 엔진 개발 · Instability · TVC · 고공 모의 연소실험 III. 연구개발의 내용 및 범위 · 추진제를 이용한 액체로켓의 냉각은 Instability와 더불어 액체 로켓 개발 과정에서 가장 중요한 과제 - 물을

I. 제목 : 단일요소 분사기의 연소성능 시험 II. 연구개발의 목적 및 필요성 액체로켓 개발을 효과적으로 수행하기 위해서는 다양한 기초 연구가 절실하며, 본 연구를 통해 다음과 같은 기초실험을 수행할 수 있는 system 개발은 필수적이다. · 기초 성능 연구 · 재생냉각 엔진 개발 · Instability · TVC · 고공 모의 연소실험 III. 연구개발의 내용 및 범위 · 추진제를 이용한 액체로켓의 냉각은 Instability와 더불어 액체 로켓 개발 과정에서 가장 중요한 과제 - 물을 이용한 연소실 및 노즐 냉각 - total heat flux 측정 · 추력 측정의 정확도를 보장할 수 있는 calibration 방법 모색 - 기존 TMS와의 비교 · Cavitating venturi 유량 조절 능력 검증 · 다양한 기초 연소실험이 가능한 250kg급 액체로켓 엔진 개발 - swirl injector 개발 - 채널을 이용한 냉각용 추력실 개발 IV. 연구개발결과 · 노즐 부위에서도 연소실에서와 마찬가지로 물을 이용한 냉각이 가능 · TMS와 기타 측정장치를 포함한 측정 오차는 0.26%로 매우 정 확함 · Cavitating venturi는 설계 영역에서 유량안정에 큰 효과가 입증 · 안정된 연소실험을 할 수 있는 250kg급 실험로켓 기초설계 완료 V. 연구개발결과의 활용계획 · 고성능 액체로켓의 개발을 위한 계속적인 연구 · 실제 시스템에 적용할 수 있는 안정적 로켓엔진 개발 · 항우연에서 수행될 엔진 개발에 필요한 기초자료를 제공하여 가 능한 시행 오차를 줄일 수 있도록 함

Abstract ▼

The main purpose of this research is to perform the firing test for developing Liquid Rocket Engine(LRE). Followings are the results of this research. 1. Engine Cooling An experimental program was conducted to investigate the rocket combustion and heat transfer characteristics of LOx/Kerosene.

The main purpose of this research is to perform the firing test for developing Liquid Rocket Engine(LRE). Followings are the results of this research. 1. Engine Cooling An experimental program was conducted to investigate the rocket combustion and heat transfer characteristics of LOx/Kerosene. Water-cooled calorimeter chambers were tested using uni-element swirl injectors. Combustion chamber and nozzle was manufactured in one section respectively. The tests were conducted at a range of chamber pressures from 100 to 300psi. Measured heat flux was linearly increased in proportion to chamber pressure in chamber section. In case of O/F ratio 2.0, the measured value of heat flux were approximately 64 percent below suggested in Bartz's equation. 2. Thrust Measuring System In this research, we developed new thrust measurement system for liquid rocket engine. To get a good result, we have to concern about errors of measurement and find a method of calibration. From calibrations, measurement error of TMS is less than 0.1%, and total error including all sensor error is less than 0.26%. An existing system measurement error is about 13% because of attachment of propellant feeding system or sensors to the engine, and misalignment of thrust axis during firing test. From this experiment, it is possible to provide basic data to develop higher thrust measurement system. 3. Cavitating venturi This experiment proposes an improved propellant feed system for the stable combustion of liquid rocket. The proposed system utilizes the Cavitating venturi to provide stable mass flow rate. Cavitating venturis offer unique flow control capabilities at normal and abnormal combustion state, because flow rate is solely dependent on the upstream absolute pressure and fluid properties, but independent on the downstream condition. Experimental variables are propellant feed pressure and chamber pressure. The effectiveness of cavitating venturi increases when the ratio of actual feed pressure to the cavitating venturi design pressure is increased. It is also found that Kerosene is more effective to supply stable mass flow rate than LOx. 4. Development of standard LRE The objective of the work is to develop a design of model liquid propellants combustion chamber intended for demonstration tests at a laboratory test facility. · bi-propellant swirl injector · water-cooled thruster chamber with ribbed cooling passage

목차 Contents

• 제1장 서 론...9
• 제2장 국내외 기술개발 현황...10
• 제3장 연구개발수행 내용 및 결과...11
• 3-1. 연구 내용...11
• 3-2. 연소실험 장치 및 방법...12
• 3-3. 연구 결과...17
• A. Heat Flux 측정 (II)...17
• A-1. 열유속...18
• A-2. 실험 장치 및 방법...23
• A-3. 실험결과 및 고찰...27
• A-4. 참고문헌...32
• B. 추력 측정...35
• B-1. 추력측정 장치 및 방법...36
• B-2.Calibration 결과...37
• B-3. 추력측정 결과...39
• B-4. 참고문헌...44
• C. Cavitating venturi의 응용...45
• C-1. 실험장치 및 방법...46
• C-2. 실험결과 및 고찰...49
• C-3. 참고문헌...53
• D. 250kg급 재생 냉각용 로켓 엔진 설계...55
• D-1. 설계 과정 및 방법...55
• 3-4. 결 론...83
• 제4장 연구개발목표 달성도 및 대외기여도...85
• 제5장 연구개발 결과의 활용계획...85