Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference (한국추진공학회:학술대회논문집)
- 2005.11a
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- Pages.235-239
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- 2005
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- 1975-342X(pISSN)
Combustion Performance of a Fullscale Liquid Rocket Thrust Chamber
실물형 액체로켓 연소기 지상 연소 성능 결과
- Seo Seong-Hyeon ;
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Kim Jong-Gyu
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Moon Il-Yoon
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Han Yeoung-Min
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Choi Hwan-Seok
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Lee Soo-Yong
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Cho Kwang-Rae
- 서성현 (한국항공우주연구원 연소기그룹) ;
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김종규
(한국항공우주연구원 연소기그룹) ;
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문일윤
(한국항공우주연구원 연소기그룹) ;
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한영민
(한국항공우주연구원 연소기그룹) ;
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최환석
(한국항공우주연구원 연소기그룹) ;
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이수용
(한국항공우주연구원 우주발사체추진기관실) ;
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조광래
(한국항공우주연구원 우주발사체사업단)
- Published : 2005.11.01
Abstract
A 30-tonf-class fullscale thrust chamber for the application to a LEO SLV has been combustion tested over the wide ranges of a mixture ratio and a chamber pressure. The thrust chamber designed for an open cycle engine with a turbopump was tested with a ablative combustion chamber instead of a regenerative chamber to first evaluate its performance and function. The test results revealed stable combustion characteristics. The hardware survived the harsh environment and showed very sound functional characteristics. The estimated combustion efficiency of the chamber turned out to be 95% and a specific impulse at sea level was estimated as 254sec, which are comparable to or above the predicted design values.
저궤도 위성 발사체에 적용 가능한 추력 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 전반적인 연소 시험을 마쳤다. 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용 가능한 재생냉각형으로 제작된 본 연소기는 초기 연소 성능 및 기능 검증을 위해 내열재 방식의 연소실을 이용하여 연소 시험을 수행하였다. 설계 조건을 중심으로 넓은 작동 구간에서 본 연소기는 안정된 연소 성능을 보였다. 연소기의 물리적 손상 또한 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다. 연소기의 성능은 연소 효율이 95%, 그리고 지상 비추력이 254초로 초기 설계 대비 초과 내지는 동등 수준의 결과를 보였다.
Keywords