Combustion Performance Tests of Fuel-Rich Gas Generator for Liquid Rocket Engine at Design Point
액체로켓엔진용 가스발생기의 연소성능시험
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Han, Yeoung-Min
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Kim, Seung-Han
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Moon, Il-Yoon
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Kim, Hong-Jip
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Kim, Jong-Gyu
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Seol, Woo-Seok
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Lee, Soo-Yong
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- Kwon, Sun-Tak ;
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Lee, Chang-Jin
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한영민
(한국항공우주연구원 우주추진기관실) ;
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김승한
(한국항공우주연구원 우주추진기관실) ;
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문일윤
(한국항공우주연구원 우주추진기관실) ;
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김홍집
(한국항공우주연구원 우주추진기관실) ;
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김종규
(한국항공우주연구원 우주추진기관실) ;
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설우석
(한국항공우주연구원 우주추진기관실) ;
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이수용
(한국항공우주연구원 우주추진기관실) ;
- 권순탁 (건국대학교 항공우주공학과) ;
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이창진
(건국대학교 항공우주공학과)
- Published : 2003.12.12
Abstract
본 논문에서는 액체로켓엔진에서 터보펌프의 160kW급 터빈을 구동하고, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 가스발생기의 설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 충돌형 F-O-F 인젝터, 물냉각 채널을 가진 연소실, torch ignitor, turbulence ring 그리고 측정 링을 갖는 가스발생기에 대해 기술하였고, 점화, 연소, 종료 등의 시험 cyclogram에 대해 언급하였다. 설계점에서의 연소시험 및 turbulence ring 장착여부, 연소실 길이 변화에 따른 연소시험의 결과들에 대해 기술하였다. 연소시험 결과 가스발생기는 설계점에서 안정된 작동성을 보여주었고, 연소압력 및 온도 등의 성능이 예측치에 근접하는 결과를 보여 주었다. Turbulence ring은 출구에서의 가스온도를 균일하게 분포시켜 효과적인 혼합 장치임을 보여 주었고, 4-6msec 정도에서의 잔류시간에서는 연소효율의 차이가 크지 않음을 알 수 있었다. 가스발생기 출구에서의 온도는 공급되는 추진제의 O/F ratio에 따라 매우 민감하게 반응함을 알 수 있었다.
Keywords