Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회지)

The Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회)
권호 표지

An experimental study on the liquid rocket combustion chamber cooling

액체로켓 연소실 냉각에 관한 실험적 연구

  • Kim, B.H. (Chungnam National University, Dept. of Mechanical Eng) ;
  • Park, H.H. (Chungnam National University, Dept. of Mechanical Eng) ;
  • Jeong, Y.G. (Korea Aerospace Research Institute) ;
  • Kim, Y. (Chungnam National University, Dept. of Mechanical Eng)
  • 김병훈 (충남대학교 대학원 기계공학과) ;
  • 박희호 (충남대학교 대학원 기계공학과) ;
  • 정용갑 (항공우주연구원) ;
  • 김유 (충남대학교 대학원 기계공학과)
  • Published : 2001.06.01
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Abstract

To protect combustion chamber from high temperature combustion gas, regenerative cooling is used for most liquid rocket engine. Although regenerative cooling is the most effective way to protect the chamber from high heat flux, realization of this system requires detail analysis, manufacturing technique and high cost. To demonstrate the possibility of applying regenerative cooling to a real rocket engine, the hot fire test has been carried out for the sub-scale liquid rocket with the water cooling system. The main purpose of the test is to identify the problem area of design, safety and cost effective manufacturing technique. The coolant passage was 3 mm in width and wall thickness was 1 mm with stainless steel. Maximum combustion time and pressure were 60 seconds and 400 psi, respectively. The flow rate of coolant was reduced gradually from 2 kg/s to 0.12 kg/s throughout firing test, combustion chamber was visually examined and no dwfect was observed.

매우 높은 연소가스로부터 연소실을 보호하기 위하여 액체로켓에서는 재생냉각방법을 폭넓게 이용하고 있다. 재생냉각을 통한 로켓엔진의 냉각을 매우 효과적인 방법이지만, 이를 개발하기 위해서는 정확한 해석과정, 제작기술 등이 필요하다. 한다. 실제 소형 로켓엔진에 재생냉각을 이용한 엔진 냉각의 가능성을 확인하기 위하여 설계, 제작된 로켓으로 연소실험을 진행하였다. 실험에 사용한 연소실은 coolant passage 3 mm, 벽 두께 1 mm, stainless 304로 제작하였다. 최대연소압과 연소시간은 각각 400 psi와 60 sec이고, coolant 유량은 2 kg/s에서 0.12 kg/s까지 감소시키면서 실험하였다. 연소시험후 육안으로 검사한 결과 연소실에서 특별한 이상은 발견되지 않았다.

Keywords