한국추진공학회지 (Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers)

  • 제16권5호
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  • Pages.37-46
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  • 2012
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  • 1226-6027(pISSN)
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  • 2288-4548(eISSN)
한국추진공학회 (The Korean Society of Propulsion Engineers)
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막냉각을 고려할 때 로켓엔진 연소실 벽면 온도변화에 대한 비정상 열해석

Transient Thermal Analysis on Wall Temperature Change of Rocket Engine Combustion Chamber Considering Film-Cooling

  • 하성업 (한국항공우주연구원 미래로켓연구팀) ;
  • 이선미 (한국항공우주연구원 미래로켓연구팀) ;
  • 문일윤 (한국항공우주연구원 미래로켓연구팀) ;
  • 이수용 (한국항공우주연구원 미래로켓연구팀)
  • 투고 : 2012.05.03
  • 심사 : 2012.09.20
  • 발행 : 2012.10.01
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초록

로켓엔진 연소실에서 막냉각을 고려한 열전달 해석을 위한 모델을 수립하였다. 연소실 내에서의 대류, 복사, 막냉각 효과는 로켓엔진을 위한 경험식을 사용하였으며, 벽 외부는 일반적인 대류, 복사 식을 적용하였다. 또한 벽 내부는 유한체적의 격자를 구성하여 시간전진법에 의해 비정상 열해석을 수행하였다. 연소압 50 기압의 액체산소/케로신 엔진을 예로 해석하였으며, 이 경우 4% 유량의 막냉각까지는 벽온도를 낮추는데 크게 기여하였으나, 그 이상의 공급은 막냉각 유량에 비해 효과가 미비함을 확인하였다.

The calculation model for heat transfer analysis of rocket engine combustion chamber considering film-cooling has been established. Convective, radiative heat transfers and film-cooling effect in combustion chamber were evaluated using empirical equations especially for rocket engine combustors, and for heat transfer outward from chamber wall general convective and radiative equations were applied. Structural grid has been generated inside chamber wall for FVM calculations, and transient thermal analyses were carried out by time-marching techniques. LOx/kerosene rocket engine with chamber pressure of 50 bar has been analysed, and it is shown that, in that case, the film-cooling less than 4% remarkably contributes to reduce wall temperature, but the effect of the effect of film-cooling more than about 4% is not significantly increased.

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참고문헌

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피인용 문헌

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