초록 ▼

IV. 연구개발결과
1. 단일 와류형 산화제 과잉 예연소기 헤드 및 연소실 설계
2011년까지 개발된 분리형 예연소기를 발전시켜 일체형 예연소기를 제작/시험하였다. 일체형 예연소기에는 헤드와 냉각채널로 산화제를 분리하여 주입할 수 없기 때문에 하나의 입구에서 헤드와 채널로 분기시키기 위한 유로의 연구가 진행되었다. 보다 정밀한 계산을 통해 헤드와 채널로 분기되는 유량을 예측하였으며 또한 냉각채널 형상이 보다 최적화되어 전체 차압이 감소하였다. 새로이 수정된 채널 형상은 다음 그림과 같다.
채널 출구에서 분사공으로 향

IV. 연구개발결과
1. 단일 와류형 산화제 과잉 예연소기 헤드 및 연소실 설계
2011년까지 개발된 분리형 예연소기를 발전시켜 일체형 예연소기를 제작/시험하였다. 일체형 예연소기에는 헤드와 냉각채널로 산화제를 분리하여 주입할 수 없기 때문에 하나의 입구에서 헤드와 채널로 분기시키기 위한 유로의 연구가 진행되었다. 보다 정밀한 계산을 통해 헤드와 채널로 분기되는 유량을 예측하였으며 또한 냉각채널 형상이 보다 최적화되어 전체 차압이 감소하였다. 새로이 수정된 채널 형상은 다음 그림과 같다.
채널 출구에서 분사공으로 향하는 부분에서 채널 출구와 중앙분사공의 형상이 곡면으로 바뀌면서 유동에 좋은 영향을 주었다. 수정 후에 유동의 분포(속력)가 수정 전보다 한결 고르게 나타나며 최고 유속은 62.6 m/sec에서 60.5 m/sec로 줄어들었다. 이러한 형상 변화는 채널 뿐만 아니라 중앙 분사공 내부에도 좋은 영향을 주어서 분사공 내 압력이 보다 고르게 분포되었다. 결과적으로 수정전과 같은 차압이 주어졌을 때 약 13.6% 증가하여 유량조절링의 조절 여지가 더욱 커졌다.
2011년에는 27차례의 연소시험이 확인해본 결과 연소압이 예상치보다 약 5-6 bar 정도 높았다. 이러한 원인으로는 터뷸런트 링에서의 차압이 과소평가되었기 때문으로 판단되어 터뷸런트 링의 차압을 고려한 새로운 목크기가 제안되었다. 또한 보다 RD-8의 예연소기와 터빈과의 연결부위의 형상을 가깝게 하기 위하여 실제 RD-8의 그림을 참조하여 예연소기와 노즐연결부위의 형상과 길이를 결정하였다.
예연소기 구조 경량화를 위하여 비교적 중량 감소효과가 큰 냉각채널 외피 소재를 기존 SUS 316L에서 항복강도가 상대적으로 큰 XM-19 소재로 변경하였다. 이 두 소재는 모두 오스테나이트 스테인레스강으로 용접 및 브레이징 특성이 유사하여, 소재를 변경하여도 기존의 접합 방법을 그대로 사용할 수 있다. 소재 외피를 기존 STS 316L에서 XM-19로 변경하면 두께를 10 mm에서 5 mm로 감소시킬 수 있고 약 2.2 kg 의 중량을 줄일 수 있다. 아래 그림과 같이, 변경된 두께 및 재질에 대하여 구조 해석을 수행하여 응력 분포를 통해 동일한 내압시험 조건에서 항복이 발생하지 않는 것을 확인하였다.

2. 단일와류 일체형 예연소기 해석
산화제 과잉 예연소기의 냉각 성능 확인을 위한 수치 해석을 상용 CFD 코드인 Fluent를 이용하여 수행하였다. 예연소기 1차 연소구역을 상사하기 위하여 분사기 배열에 따른 혼합비를 바탕으로 헤드부 온도 분포를 계산하였다. 연소가스와 산소의 물성치는 온도의 함수로 이용하였으며, 1차 연소구역과 냉각제로 쓰인 액체산소의 혼합과정은 다상혼합모델을 적용하였다. 이러한 수치 해석 결과를 연소시험 결과와 비교하였다. 분사공 전단에서의 채널내 냉각제 온도 상승분은 실제보다 과소 예측 되었지만, 전체적인 온도 상승분은 실험과 유사한 결과를 얻었다. 또한 정확한 비교를 위해서는 산소 공급 온도 조건을 시험조건과 동일하게 설정하고 해석해야 함을 확인할 수 있었다. 이러한 한계점에도 불구하고, 해석에서 이용한 가정과 모델은 실제 열환경을 타당한 수준에서 모사했다고 판단된다.
또한 위 수치 해석 결과에 대한 터뷸런스 링 후단의 영향을 파악하기 위해, 터뷸런스링 후단의 길이를 실제와 같은 길이로 확장하여 해석을 수행하였다. 길이가 다른 두 가지 해석 결과 비교를 통해, 터뷸런스 링 후단 길이를 짧게 하더라도 그 전단 해석 결과에는 큰 영향을 주지 않는 것이 확인되었다. 두 경우 모두 realizable k-ε 난류 모델을 이용하였는데, 해석에서는 실험과 달리 열경계층 특성을 제대로 계산해 내지는 못하였다. 하지만 많은 수의 격자와 긴 계산 시간이 소요되는 난류 모델을 이용하는 것에 비해, 비교적 간단한 난류 모델을 이용한 결과로도 평균 온도 1.5 % 이내의 차이의 얻을 수 있는 것은 실용적인 결과라고 할 수 있을 것이다.
이 밖에 시험시 노즐이 장착된 예연소기 배기 플룸에 대한 수치해석을 수행하였다. 예연소기의 해석 유체는 산소 단일 화학종으로 가정하였고, species transport model의 적용으로 노즐에서 배기되는 유체와 외기와의 혼합을 압축성 효과를 고려하여 계산할 수 있었다. 이러한 조건은 동일하게 하고 난류 모델만 realizable k-ε, k-ω SST, Reynolds stress 모델의 각기 다른 모델을 이용하여 해석하였으며, 결과를 연소시험시 얻은 캠코더 및 열화상 촬영 영상과 비교하였다. Realizable k-ε 모델의 경우 다른 두 난류 모델 및 연소 시험에서 얻은 촬영 영상에 비해 충격파를 잘 계산해내지 못했고, Reynolds stress 난류 모델을 이용한 경우 가장 정밀한 충격파 구조를 계산할 수 있었다. k-ω SST 모델은 다른 두 난류 모델 중간 정도의 결과 값을 얻을 수 있었으며, 모델의 복잡성, 계산 시간 및 수렴성 등을 종합적으로 고려해 볼 때 차후 계산에 활용 가능한 가장 타당한 모델인 것으로 검토되었다.

3. 예연소기 연소시험 및 해석
케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소방식 액체엔진용 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 설계점에서 연소시험을 수행하였다. 설계된 산화제 과잉 예연소기는 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 재생냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20 ㎫, 혼합비 60에서 작동한다. 혼합헤드에는 단일 와류형 분사기를 벌집형태로 배열하였으며 가스 온도 균일성 향상과 연소 안정성 향상을 위한 혼합링과 터빈까지의 배관을 고려한 노즐을 장착하였다.
가압식 연소시험설비에서 안정적 점화를 위해 점화초기 추진제 유량을 변화시켜 점화특성을 비교하였다. 시험결과 점화초기 추진제 공급유량이 많을수록 점화지연시간이 짧아졌으며 점화강도도 높아졌다. 연소실 재생냉각채널 내의 산화제 온도 측정을 통해 점화 시 연소가스가 재생냉각채널로 유입됨을 확인할 수 있었다. 점화 시 발생한 연소가스가 재생 냉각채널로 유입되어 재생냉각채널 내 산화제 온도를 상승시켜 산화제 공급이 줄어들게 되어 점화지연을 야기한다. 추진제 공급유량이 많을 경우 재생냉각채널 내 산화제가 빠르게 냉각되어 연소실로 원활히 공급되면서 점화지연시간이 짧아진다.
설계점 연소시험에서 산화제 과잉 예연소기는 실제 다단연소 로켓엔진에 사용되고 있는 산화제 과잉 예연소기 수준의 높은 연소 안정성과 생성가스의 균일한 온도분포를 보였다. 또한 설계점 조건인 혼합비 60 대비 혼합비 55와 76의 탈설계점 시험조건에서 연소시험을 통해 확인한 결과, 온도변화는 설계점 대비 약 100도 가량의 상승 또는 하강하였고, 연소압 변화는 3～5 bar 수준으로 낮게 나타났다. 연소실 동압특성은 연소압력의 약 1% 이내로 측정되어, 탈설계점에서도 예연소기가 안정적으로 작동하는 것으로 확인되었다.

4. 삼중분사기 예연소기 개발
다단연소 사이클 로켓엔진 개발의 일환으로 삼중분사기와 이를 사용한 예연소기에 대한 연구가 진행되었다. 삼중분사기는 연료와 산화제가 각각 선회하여 공급되며 1차적으로 O/F 비 약 15 정도로 혼합되고, 다시 2차적으로 다량의 산화제가 제트의 형태로 추가로 공급되어 O/F 비 약 60 정도를 유지한다. 이러한 이유로 이 분사기를 젯스월 분사기라 부르기도 한다. 이 분사기는 RD-170 계열을 비롯한 여러 다단연소 사이클 로켓엔진 예연소기에서 널리 사용되고 있으며, 수많은 지상시험과 비행시험을 통하여 그 안정성이 입증된바 있으나 아직 국내에서는 이 분야에 대한 연구가 거의 이루어지지 않고 있었다.
삼중분사기는 처음부터 분무의 과정을 고려하지 않은 분사기로 고압의 초임계상태 연소를 가정하고 설계된 분사기다. 천이임계에서 초임계에 이르는 영역에서는 물성이 불연속구간 없이 변하기 때문에 액상과 기상 간의 경계가 존재하지 않으며, 따라서 기화, 즉 급격한 상변화의 형태로 표현되는 현상은 나타나지 않는다. 모든 혼합과 연소과정이 분사기 내에서 이루어지기 때문에 심플렉스 분사기와 비교하여 보면 분사기 자체는 다소 복잡해지나 분사기 수량이 줄고 연소실 벽 냉각 구조가 간단해져 예연소기의 제작기간과 비용을 상대적으로 줄일 수 있다.
삼중분사기를 사용하여 단일분사기 예연소기 3 기(TM01, 02, 03)와 7개의 삼중분사기를 장착한 8톤급 엔진용 실물급 예연소기(TM04) 1 기가 설계/제작되었으며, 이중 두 기의 단일분사기 예연소기에 대한 연소시험이 이루어졌다. 연소시험 중 고주파 및 저주파 불안정 연소를 경험하였으며, 연소실 직경 감소를 통한 압력파 반사면적 감소, 난류혼합링 설치로 인한 길이방향 음향파 소산, 연소지연에 의해 발생하는 불안정 요소 감쇠를 위한 충분한 연소실 공간 확보 등을 통하여 안정한 연소에 이를 수 있었고, 압력섭동 0.7% 이내로 최장 50초까지의 연소시험을 성공하였다. 현재 세 번째 단일 분사기 예연소기와 실물급 예연소기에 대한 연소시험을 준비 중에 있다.
시험과 더불어 초임계연소에 대한 수치해석도 함께 수행되었다. 이차원 축대칭 모델에 대하여 해석에는 PBCS(Pressure-Based Coupled Solver)와 pseudo transient를 사용하였고 2차 공간차분을 적용하였다. 케로신과 산소의 연소에는 10개의 화학종을 고려한 PDF(Probability Density Function) 모델을 적용하였으며, 물성치 변화에는 SRK(Soave Redlich Kong) 관계를, 그리고 난류모델은 RSM(Reynold's Stress Model)을 적용하였다. 이 해석을 통하여 화염의 형태와 구조를 거시적으로 파악할 수 있었다. 화염은 연료 포스트 끝단으로부터 형성되어 성장하며, 선회유동에 의해 화염이 분사기 중심부에 구속되어 있는 모습을 보여주었다. 또한 분사기를 빠져나가면서 2차 공급된 산화제와 빠른 혼합이 이루어지면서 연소온도는 급격히 감소하였다. 향후 보다 정확한 선회유동공급조건을 모사하기 위하여 3차원 해석이 요구되며, 천임계와 초임계 영역을 잘 대표할 수 있는 물성표 혹은 기체방정식의 유도와 PDF 연소모델 초기 입력조건의 재검증 등이 이루어 질 예정이다.

5. 기체/액체 이상유체 분사기 기술개발
고성능 액체추진기관인 다단연소 사이클 로켓 엔진의 연소기에는 기체/액체 이상유체 분사기가 사용된다. 산화제는 예연소기에서 공급되는 고온 고압의 산소 가스 상태로 분사기 중앙부로 고속 방출되며, 연료인 액체 케로신은 분사기 외벽을 따라 스월 분무가 이루어진다. 결국 기체/액체 추진제간의 혼합 및 분무 특성이 로켓 엔진의 연소 성능을 좌우한다고 볼 수 있다. 따라서 고성능 다단연소 사이클 로켓 엔진 개발을 위해서 추진제의 효과적인 혼합 및 분무 특성을 구현할 수 있는 이상유체 분사기 설계가 필수적이라 할 수 있다. 본 보고서에서는 개발 진행 중인 추력 8톤급 다단연소 사이클 엔진의 연소기용 기체/액체 이상유체 분사기에 대한 설계 내용을 소개하기로 한다. 우선 기본 설계 과정을 통해, 추력 8톤을 구현할 수 있는 다단연소 사이클 로켓엔진용 이상유체 분사기를 제시하였으며, 향후 예상되는 연소실 레이아웃 변경에 대비해 추가 설계를 수행하였다. 결과적으로, 향후 예상되는 연소실 크기 변경 수준에서는 기본 설계안으로 도출된 분사기 형태를 그대로 유지하여도 추진제의 효과적인 혼합 및 분무 특성이 유지되며, 단지 분사기의 길이 조정만으로 연소 불안정 주파수를 제어할 수 있는 것으로 나타났다

6. 압력보상식 추력제어밸브
액체로켓엔진에서 추력제어밸브는 가스발생기로 유입되는 추진제 유량을 변경하여 엔진 추력을 증가 또는 감소시키는 역할을 수행한다. 본 보고서에서는 추력 증감의 기능뿐만 아니라 추력제어밸브 입출구 압력 변화에 상관없이 항상 일정한 유량을 유지할 수 있는 유량 레귤레이터 개발과 정상상태 성능을 다루었다. 2차년도에서 제작된 직동식 유량레귤레이터의 단점들을 보완하기 위해, 벨로우즈를 적용한 2차 시제품을 제작하여 정상상태 성능에 대한 해석 및 실험 결과를 비교하였다. 모든 영역에서 해석 결과와 실험 결과가 일치하였다.

7. 추력제어 알고리즘
우크라이나 Yuzhnoye와 기술자문 계약을 체결하여 Zenit 발사체 상단에 사용되는 RD8 엔진의 추력제어시스템에 대한 기술세미나 수행 및 기술 자문을 받았다. 기술 자문을 기초로 하여 RD8 엔진 추력제어 시스템의 수학적 모델을 이용하여 성능 해석을 수행하였으며 Yuzhnoye 기술보고서의 성능 해석 결과와 일치함을 확인하였다. 한편, 추력제어 알고리즘 연구와 관련하여, 전년도에서는 on-off 제어가 추력제어밸브의 최적 제어 알고리즘인 것을 수학적 모델을 이용하여 확인하였다. 이번 차년도에서는 추력제어 모사 실험 장치에서 on-off 제어 알고리즘을 사용한 추력제어밸브의 제어 성능 실험을 수행하였다. 제어밸브 입구 압력의 급격한 변화에도 불구하고 효과적으로 일정한 제어밸브 출구 압력을 유지할 수 있음을 확인하였다.

(출처 : 요약문 4P)

Abstract ▼

IV. Results of the Research
1. Designs and basic tests of preburner head and combustion chamber
Based on the separable preburners developed in 2011, one body type preburners were developed and tested. Because LOx cannot be inserted into the mixing head and the cooling channels independently fo

IV. Results of the Research
1. Designs and basic tests of preburner head and combustion chamber
Based on the separable preburners developed in 2011, one body type preburners were developed and tested. Because LOx cannot be inserted into the mixing head and the cooling channels independently for the one body type preburner, a method to divide the LOx into the two passages were studied. More accurate numerical analysis were used to estimate the flow rate of the LOx.
Some modifications were applied to the outlet from the cooling channel to the central manifold. The new design decreased the pressure loss and created more evenly distributed velocity distributions in the central manifold. Thus, the maximum speed of the flow slowed down from 62.6 m/sec to 60.5 m/sec. As a result, the capacity of the flow control increased 13.6% more than before the modification.
Besides the configurations of the cooling channels, the size of the nozzle throat and the connection part of the nozzle and the preburner were changed as well. The throat size expanded a little considering the effect of the turbulent ring. The connection was totally newly designed to simulate the real connection of RD-8 engine. At last the outer surface of the preburner was made of XM-19 and this could reduce the thickness from 10 mm to 5 mm

2. Numerical Analysis of One Body Type Preburner Installed Simplex Injectors
The numerical analysis for the verification of oxidizer-rich preburner's cooling characteristics has been fulfilled using commercial CFD code-Fluent. The temperature distribution of head part was calculated by the mixture ratio based on injector arrangement to model the first combustion zone. The properties of combustion gas and oxygen were applied as function of temperature. And a multi-phase mixing model was employed to calculate the mixing process of primary combustion zone with oxygen which was used for wall channel cooling. The results of numerical analysis were compared with the experimental results. The temperature variation of coolant in cooling channels in front of center injection hole was under predicted than experimental results, but the overall temperature variation showed silmiler results. Also it was verified that the exact inlet temperature of coolant is needed for numerical analysis to compare with the experimental results. Even such factors, thermo-physical properties in cooling channels and a combustor could be quantitatively identified.
Also another numerical analysis with extended rear part length of the turbulence ring was fulfilled to recognize the effect of rear part of the ring on results. It was verified that there is no big differences between two different models with different lengths. In all cases the realizable k-ε turbulent model was used, but the numerical results couldn't show the right characteristics in thermal layer not like the experimental results. But it is useful results in aspects of the average temperature, because 1.5 % difference of average temperature was calculated with less complicated model and less mesh.
The numerical analysis for exhaust plume of preburner with nozzle for experiments was also fulfilled. The modeling fluid of preburner was assumed as oxygen, and the compressed fluid problem was calculated considering mixing process of nozzle exhaust plume and ambient air by adapting species transport model. Using these common assumptions, numerical analysis with various turbulent model such as realizable k-ε, k-ω SST, Reynolds stress was fulfilled. The results of numerical analysis were compared with the images of camcorder and thermal-infrared video recording during experiments. The results used realizable k-ε model showed comparatively rough shock wave than others, meanwhile the results with Reynolds stress model showed the most elaborate results. The results with k-ω SST model showed medium range data, and by considering complicity, calculation time, converged characteristics, k-ω SST model is considered as most effective model.

3. Firing Tests and Analysis
It was designed and tested at the design point that an oxidizer rich preburner for a staged combustion liquid rocket engine propelled by kerosene and LOx. The oxidizer rich preburner was designed as some of LOx injected from the mixing head was burned with kerosene and the rest of LOx injected from injection holes in the regenerative cooling chamber was vaporized by combustion gas. The preburner is operated at OF ratio of 60 and combustion pressure of 20 ㎫. The Preburner has a honey-comb type mixing head with simplex swirl injectors, a turbulence ring improving combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution, and a nozzle simulating the duct.
Ignition characteristics were compared by propellants flowrate. As the results, the higher propellants flowrate, the shorter the ignition delay time and the higher ignition stiffness. The ignition delay time was affected by incoming the oxidizer flowrate through the refrigerative cooling channels. The oxidizer flowrate from the cooling channels decreased by inflow of combustion gas during initial ignition. The oxidizer flowrate of the cooling channels increases, it is rapid recovery by cooling effect, eventually the ignition delay time decreases.
With the combustion test results at the design point, the oxidizer rich preburner showed high combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution that is equivalent with similar level of an actual used oxidizer rich preburners in stage combustion liquid rocket engines.
The characteristics of the oxidizer-rich preburner in off-design conditions are also investigated. Off-design conditions are determined as the OF ratio of 55 and 76, and compared to the design condition where the OF ratio is 60. In the off-design conditions, combustion gas temperature varies up to ±100 degree, while the combustion pressure stays almost unchanged. Dynamic pressure is also controlled within 1% of the combustion pressure.

4. Development of Triplex Injector Preburners
As a part of the development of staged-combustion cycle rocket engines triplex injectors and preburners have been investigated. In triplex injector fuel and oxidizer are tangentially supplied for swirl effect and mixed at the O/F ratio of 15, then additionally mixed with large amounts of oxidizer injected by jet orifices, hence triplex injector is also known as jet-swirl injector. This injector is widely used in preburners of staged-combustion rocket engines such as RD-170 family and so on, and its operational capability is already well proven by lots of ground and flight tests, but so far only few research works have been conducted in Republic of Korea.
Triplex injector is designed for supercritical combustion under high pressure condition, in other words, originally there is no consideration for atomization process in this injector. From transcritical to supercritical condition the discontinuity of thermal properties does not exist, hence there is no abrupt phase change such as evaporation. Furthermore all mixing and combustion processes are carried out inside injector, therefore, even though the structure of triplex injector is more complicated than that of simplex or coaxial swirl injectors, the total number of injectors required for preburner would be reduced, the structure of combustion chamber wall could be simplified, consequently, time and costs to manufacture preburner might be relatively decreased.
Three uni-element preburners(TM01, 02, 03) and one seven-element actual-size preburner for 8-ton rocket engine(TM04) have been designed and manufactured. A series of cold and hot-fire tests with first two uni-element preburners has been conducted, and during combustion tests low- and high-frequency combustion instabilities were occurred. These instabilities have been suppressed by the decrease of chamber diameter in order to reduce reflect area of longitudinal pressure wave, the installation of turbulent ring to dissipate longitudinal acoustic wave, the increase of combustion chamber volume to diminish non-linear instability cased by combustion delay, and so on. Finally, stable combustion has been achieved with the pressure pulsation of lower than 0.7% during maximum 50-second combustion test. Currently, third uni-element preburner and full-size preburner are installed in test stands to prepare combustion tests.
Computational fluid analysis of supercritical combustion has been also carried out. Axisymmetric 2D grid, PBCS(Pressure-Based Coupled Solver) with pseudo transient, 2nd-order upwind scheme have been applied. PDF(Probability Density Function) model with 10 chemical species for the combustion with kerosene and oxygen, SRK(Soave Redlich Kong) for thermal properties and RSM(Reynold’s Stress Model) for turbulence have been accepted. From this numerical analysis the shape and structure of combustion flame have been macroscopically understood. Flame was formed and developed from the tip of fuel post, and then it is confined at central part of injector by swirl flow. Hot combustion gas was diluted with secondary injected oxidizer flow and the temperature was quickly decreased. In the future 3D grid will be adapted to simulate swirl flow inlet conditions more correctly, table or gas equation will be derived, which can represent thermal properties well not only in supercritical, but also in transcritical region. In addition, the initial inlet conditions for PDF combustion model will be examined.

5. Development of Gas/Liquid, Two Phase Fluid Injectors
Liquid hydrocarbon rocket engines with a staged combustion cycle for high-power application employ gas-centered swirl coaxial injectors. Gaseous oxidizer at high velocity enters directly through the center of the injector with a swirled liquid kerosene film injected along the periphery of the injection element. The performance of combustion engines is dependent on effective atomization to increase the specific surface area of the propellant and thereby achieve high rates of mixing and evaporation. Therefore, to design reliable gas-centered swirl coaxial injectors is indispensable to optimize combustion. This technical monograph presents design results of the gas-centered swirl coaxial injector for a 8-tonf staged combustion cycle rocket engine. First, preliminary design results of the injector were introduced and then additional design analysis were conducted for the case of the changes in combustion chamber layout. Consequently, it was shown that the preliminary design of the injector can guaranty the effective atomization without any design changes except the length of the injector.

6. Development of an algorithm for thrust control
A thrust control valve of a liquid rocket engine plays a role to increase or decrease the thrust of an LRE by modulating the flow rate of propellant into a gas-generator. This report deals with development and steady-state performance of flow regulators that have functions of not only modulating thrust but also maintaining constant flow rate regardless of pressure change at inlet or outlet of the flow regulator. Direct acting flow regulators which were developed last year, showed some drawbacks. Therefore the new flow regulator which a bellows was applied, was fabricated and tested for the comparison of experimental and simulation results under steady-state conditions. The experimental and simulation results showed good agreements in all test range.

(출처 : SUMMARY 15P)

목차 Contents

• 표지 ... 1
• 제 출 문 ... 2
• 요 약 문 ... 4
• Contents ... 26
• 목차 ... 31
• 표목차 ... 36
• 그림목차 ... 37
• 제 1 장 서 론 ... 44
• 제 1 절 연구개발의 목적 및 필요성 ... 44
• 제 2 절 연구개발의 내용 및 범위 ... 47
• 제 2 장 국내외 기술개발 현황 ... 49
• 제 1 절 국외 기술개발 현황 ... 49
• 1. 세계적 기술발전 단계 현황 ... 49
• 2. 20년 후 선진국의 기술 발전 미래 전망 ... 49
• 제 2 절 국내 기술개발 현황 ... 51
• 1. 국내 기술 도입 및 발전 과정 ... 51
• 2. 국내 기술학습 단계 현황 ... 51
• 3. 현재까지 기술발전 방향 ... 51
• 제 3 장 연구개발수행 내용 및 결과 ... 53
• 제 1 절 단일 와류형 산화제 과잉 예연소기 헤드 및 연소실 설계 ... 53
• 1. 예연소기 냉각채널 차압 절감을 위한 형상 변경 ... 54
• 2. 예연소기 후단 노즐 형상 변경 ... 69
• 3. 예연소기 냉각채널 외피 소재 변경 ... 73
• 제 2 절 단일와류 일체형 예연소기 해석 ... 74
• 1. 예연소기 열유동 해석(model-A) ... 74
• 2. 터뷸런스 링 후단 해석(model-B) ... 87
• 3. 배기플룸 해석 ... 91
• 제 3 절 예연소기 연소시험 및 해석 ... 100
• 1. 일체형 산화제 과잉 예연소기 ... 100
• 2. 연소시험설비 ... 103
• 3. 점화특성 ... 105
• 4. 설계점 운영특성 ... 110
• 5. 탈설계점 운영특성 ... 120
• 제 4 절 삼중분사기 예연소기 설계 및 제작 ... 128
• 1. 서론 ... 128
• 2. RD-170 예연소기와 분사기에 대한 분석 ... 128
• 3. PB02-TM01,TM02 (삼중분사기형 단일분사기 예연소기) 설계 ... 139
• 4. PB02-TM01 시험 ... 142
• 5. PB02-TM02 시험 ... 149
• 6. PB02-TM03 (기액분사기형 단일분사기 주연소기 연소시험용) 설계 ... 161
• 7. PB02-TM04 (8톤엔진 실물급 일체형 예연소기) 설계 ... 161
• 8. 삼중분사기 예연소기 초임계연소 수치해석 ... 167
• 9. 결론 ... 170
• 제 5 절 기체/액체 이상유체 분사기 기술개발 ... 172
• 1. 기체/액체 이상유체 분사기 설계 ... 172
• 2. 결론 ... 178
• 제 6 절 압력보상식 추력제어밸브 개발 ... 179
• 1. 개요 ... 179
• 2. 수학적 모델 ... 179
• 3. 이론적 분석 ... 181
• 4. 해석 및 실험 결과의 비교 ... 182
• 5. 결 론 ... 188
• 제 7 절 추력제어 알고리즘 연구 ... 189
• 1. RD8 추력제어시스템 ... 189
• 2. RD8 추력제어시스템 수학적 모델 및 해석 ... 194
• 3. 추력제어 알고리즘 성능시험 ... 199
• 제 4 장 연구개발목표 달성도 및 대외기여도 ... 204
• 제 1 절 연구개발 목표 달성도 ... 204
• 제 2 절 대외 기여도 ... 206
• 제 5 장 연구개발 결과의 활용 계획 ... 207
• 제 1 절 추가연구의 필요성 ... 207
• 제 2 절 활용계획 ... 207
• 제 6 장 참고문헌 ... 209
• 끝페이지 ... 210