Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회지)

The Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회)
권호 표지

Preliminary Design Plan for Determining Combustor Configuration of Regenerative-cooled Liquid Rocket Engine

재생냉각식 액체로켓엔진의 연소기 형상 결정을 위한 예비 설계 방안

  • 손민 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학과) ;
  • 서민교 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학과) ;
  • 구자예 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) ;
  • 조원국 (한국항공우주연구원 발사체엔진팀) ;
  • 설우석 (한국항공우주연구원 발사체엔진팀)
  • Received : 2010.12.02
  • Accepted : 2011.01.18
  • Published : 2011.02.28
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Abstract

A design plan was proposed for determining combustor configuration of regenerative- cooled liquid rocket engine in the process of preliminary design. Rocket performance and regenerative cooling results were calculated using the properties of combustion gas estimated in CEA. For required thrust, chamber pressure, atmosphere pressure and propellant mixture ratio the mass flow rate of propellants and combustor performance were predicted by one-dimensional and experimental correlations. Finally, determinable plan for the contour of combustor were presented through Rao nozzle design method.

재생냉각식 액체로켓엔진의 예비 설계 단계에서 연소기 형상을 결정하기 위한 설계 방안을 제안하였다. CEA에서 예측된 연소 후 가스 물성치를 이용하여 로켓의 성능 및 재생냉각 성능을 계산하였다. 요구 추력, 연소실 압력, 주위 압력, 추진제 혼합비에 대해 1차원 관계식과 경험식으로 최적 유량과 연소기 성능을 예측하고, Rao 노즐 설계 기법을 활용하여 최종적으로 연소기 형상을 결정할 수 있는 방안을 제시하였다.

Keywords

References

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