Abstract
Effects of chamber configuration on combustion characteristic velocity of full-scale combustion chamber for 30-tonf-class liquid rocket engine were studied. The configurations of combustion chamber are ablative and channel cooling chamber (${\varepsilon}$=3.2) which have detachable mixing head, and single body regenerative cooling chamber which has nozzle expansion ratio of 3.5 and 12, respectively. The combustion chambers have chamber pressure of 53${\sim}$60 bar and propellant mass flow rate of 89 kg/s, and the injectors of all combustion chamber have recess number 1.0 and double-swirl characteristics. The hot firing test results at design point show that the combustion characteristic velocity of the regenerative cooling chamber which has nozzle expansion ratio of 12 is higher than that of other combustion chambers. The reasons for the above result are the increases of combustion pressure and enthalpy of kerosene which is heated due to cooling of the chamber wall before injection into the combustion field.
30톤급 액체로켓엔진 실물형 연소기의 형상에 따른 연소특성속도에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구에서 연소기의 형상은 연소기 헤드와 분리가 가능한 내열재 및 채널 냉각형 연소실(${\varepsilon}$=3.2), 그리고 일체형인 팽창비가 각각 3.5와 12인 재생냉각형 연소기이다. 연소압력은 약 53${\sim}$60 bar 그리고 추진제 유량은 약 89 kg/s이고, 적용된 분사기는 리세스수가 1.0인 동축 와류형이다. 설계점 연소시험에서 팽창비가 12인 일체형 재생냉각 방식의 연소기가 가장 큰 연소특성속도를 보였는데 이는 추진제인 케로신이 분무되기 전 챔버 냉각으로 인한 온도 상승에 따른 엔탈피의 증가 및 연소압력의 증가에 기인한 것이다.
