액체로켓 엔진 연소기의 열차폐 코팅 및 막냉각 조건에따른 냉각 성능 변화 해석 (Effect of Thermal Barrier Coating and Film Cooling Condition on the Cooling Performance of Liquid-propellant Rocket Engine Combustor)

서지정보

· 발행기관 : 한국추진공학회
· 수록지 정보 : 한국추진공학회지 / 18권 / 2호 / 52 ~ 59페이지
· 저자명 : 조미옥, 김성구, 최환석

초록

액체로켓 엔진 연소기에 대한 연소/냉각 성능 통합 해석 및 연소 시험 결과와의 비교를 통하여 내열세라믹 열차폐 코팅 조건에 따른 냉각 성능 변화 경향을 고찰하였다. 연소기 헤드부 근처에서의 막냉각 적용 여부 및 막냉각 유량에 따른 냉각수 온도 및 열차폐 코팅 표면 온도 변화 경향 또한 확인하였다. 본 연구를 통하여 재생냉각 방식 로켓 엔진 연소기의 냉각 기구 설계 시 고려 사항이 검토되었으며, 향후 지속적인 해석 도구 검증이 수행될 예정이다.

영어초록

The effect of ceramic thermal barrier coating thickness on the cooling performance of aliquid-propellant rocket engine combustor has been investigated through combustion/coolingperformance analysis whose results verified against measured data from hot-firing tests. Also have beenconfirmed the effects of film cooling amount near the face plate on the coolant temperature and onthe thermal barrier coating surface temperature. Some important points to be considered for designingcooling schemes for regeneratively cooled rocket engine combustor have been drawn and reviewedfrom present study and further verification of the analysis tool should be performed in the future.

참고자료

· 없음