초록
미사일 탄두의 정확한 제어를 위하여, 로켓 모터의 구조 및 유체/열역학적 안정성이 절대적으로 필요하다. 특히, 유도탄의 초기 선회형 로켓 모터는 작동 시간이 짧음에도 불구하고, 고온 고압에서 작동되기 때문에 노즐 목 부근에서는 삭마(削磨, Ablation)가 일어나 유동자체의 불안정이 발생하고, 열 및 기계적 응력 때문에 시스템 자체가 파국에 이르는 경우가 종종 발생한다. 이와 관련, 본 연구에서는 열응력(Thermal stress) 및 삭마는 유동 연소 가스로부터 노즐 재료로의 전열량과 재료 내부의 온도 차이에 기인된다는 판단에 따라 로켓 모터의 작동시간이 노즐 벽면 열전달 계수에 미치는 영향을 수치적으로 해석하는 것을 연구의 목적으로 하였다. 그 결과, 노즐 벽면 열전달 계수는 노즐 목 바로 직전에서 가장 크게 되고, 로켓 모터의 작동 시간이 길어질수록 열전달 계수는 감소하는 것으로 나타났다. 또, 노즐 목의 곡률반경이 작을수록, 최대 열전달 계수가 크게 되는 것으로 나타났다.
To guarantee the exact control of missile warhead, it is inevitable to ensure the stabilities in the view points of structural and fluid/thermo dynamics of the rocket motor. Specially, despite of shortness in operating time of the rocket motor which is initial turning type of missile, it occurs frequently some problems of ablation at the neighborhood of the nozzle throat, with the result that the system itself gets to failure. In these connections, in the present study, the effect of the operating time of a rocket motor on the coefficient of convective heat transfer at the nozzle wall is investigated by numerical analysis. As a result, it is turned out that the heat transfer coefficient is largest at the just ahead of nozzle throat and decreases with the increase of operating time of the rocket motor. Furthermore, we found that the radius of curvature of throat becomes smaller, the maximum coefficient of convective heat transfer becomes larger.
