액체추진제 로켓엔진의 재생냉각 열전달과정 전산모사

A Numerical Simulation of Regenerative Cooling Heat Transfer Processes for the Liquid Propellant Rocket Engine

재생냉각방식을 사용하는 액체추진제 로켓엔진의 열 전달과정이 전산모사 되었다. 연소가스로부터 연소실 벽으로 전달되는 열 전달과정은 가스측 열 전달이라 한다. 이 열은 그을음과 연소실 금속벽을 통해 반경방향으로 전도되어 냉각제로 전달된다. 최종적으로, 이 열은 연소실 벽에 있는 통로를 따라 흐르는 냉각제에 대류전달된다. 본 연구에서는 위의 3가지 열전달량이 같은 크기임에 착안하여 냉각제측 벽 온도, 가스측 벽 온도, 열전달량을 결정한다. 냉각제 유동통로갯수 및 형상(높이, 폭), 연소실 및 노즐 외부형상(크기), 산화제 및 연료 물성치, 냉각제 물성치, 산화제/연료 혼합비, 냉각제 주입온도, 연소실 및 노즐 벽면 상에 연소시 생기는 그을음 두께가 주어지면 연소실 축방향에 따른 반경방향 온도분포 및 열 전달 량의 합리적인 수치 결과가 얻어진다.

A numerical simulation is attempted for the regenerative cooling heat transfer processes of the liquid propellant rocket engine. The heat transfer from the combustion gases to the thrust chamber wall is called gas side heat transfer. This heat is conducted radially to the coolant through the carbon deposit and metallic wall of thrust chamber Finally, this heat is convected away by the coolant flowing along the passages in the thrust chamber. The equivalence of these three heat fluxes of the above processes is utilized to determine the coolant side wall temperature, gas side wall temperature and the heat flux. When the number and shape(width, height) of coolant passages, the shape(size) of thrust chamber, oxidant and fuel properties, coolant properties, oxidant/fuel mixture ratio, coolant inlet temperature, the thickness of carbon deposit formed along the thrust chamber wall during combustion are given, reasonable radial direction temperature distributions and heat fluxes along the thrust chamber axis are obtained.