로켓엔진 헤드용 냉각 매니폴드의 해석 및 시험

Numerical Study and Firing Test of a Liquid Rocket Engine Head with a Coolant Manifold

열교환기 지상시험 설비의 내구성 확보를 위해 필수적인 냉각수 매니폴드에 대해 열/유동해석을 진행했으며, 분사기와 유로의 배열 등의 형상을 결정해 개발 중인 엔진의 헤드에 적용하였다. 제작된 엔진 헤드에 대한 검증시험이 진행됐으며, 엔진의 분사기면에 도포된 열차단코팅(TBC) 등에서 열적 손상이 확인되지 않았다. 연소시험 결과와 수치해석을 비교하면 냉각수 출구온도가 $15^{\circ}C$ 정도의 차이를 보이지만 냉각수 매니폴드 상부에 위치하는 액체산소 매니폴드, 열 차폐코팅, 화염면의 위치 등을 감안하면 합당한 수준으로 판단된다.

Numerical heat/flow analysis was performed on a liquid rocket engine head with the cooling water manifold to ensure the durability of a ground test facility for heat exchanger. Through these studies, the shapes of the injector and the flow path were determined and applied to the head of the engine under development. Firing tests were conducted to verify the designed coolant manifold and no thermal damage was found on the engine-head-face. Comparing the combustion test results with the numerical analysis, the outlet temperature of coolant showed a difference of about $15^{\circ}C$. This trend is reasonable considering existence of LOX manifold, thermal barrier coating, and the actual location of flame.