An Axisymmetrical Study on the Secondary Reaction of Launch Vehicle Turbine Exhaust Gas Using the Detailed Chemistry Model

상세 화학반응 모델을 이용한 발사체 터빈 배기가스의 이차연소 해석의 축대칭 해석

  • 김성룡 (한국항공우주연구원 발사체열공력팀) ;
  • 김인선 (한국항공우주연구원 발사체열공력팀)
  • Published : 2011.11.24

Abstract

3 dimensional turbine exhaust gas flow was simplified to an axisymmetrical flow and calculated with detailed chemistry models. GRI 35 species-217 reaction step model and simplified 11 species 15 reaction model was applied to the secondary reaction of the turbine exhaust gas and compared. All the model captured the secondary combustion on the base region, and the temperature was 600K higher than that without turbine exhaust gas. This means the local temperature of the base can be higher in the case of real 3 dimensional flow. The simplified model show the similar results to the GRI detailed chemistry model although the former affected the engine plume structure slightly.

상세 화학반응 모델을 이용하여 3차원 터빈 배기가스 유동을 2차원 축대칭 유동으로 가정하여 해석하였다. GRI의 35 화학종 217 단계의 상세 모델과 메탄 반응만을 간략화 시킨 11화학종 15단계 모델을 적용하여 비교하였다. 메탄 화학반응을 적용한 결과 저부에서 터빈 배기가스의 이차 연소가 나타났고 터빈 배기 노즐이 없는 경우에 비하여 온도가 600K 정도 더 높게 나타났다. 실제 3차원 문제에서는 국부적인 온도는 더 높을 수 있음을 의미한다. 화학 반응 모델에 따라 저부에서의 연소 영역과 화학종 분포도 약간 다르지만 저부에서의 이차 연소는 모두 포착하였다. 다만 간략화된 모델인 경우 엔진 플룸의 구조에 약간의 영향을 주는 것을 관측된다.

Keywords