액체로켓 엔진 연소기의 열차폐 코팅 및 막냉각 조건에 따른 냉각 성능 변화 해석

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

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

[가솔린엔진부문] 가솔린 직분식 기관에의 응용을 위한 할로우-콘 분무 모델

조미옥(Miok Joh),허강열(Kang Y. Huh) 한국자동차공학회 2000 한국자동차공학회 춘 추계 학술대회 논문집 Vol.- No.-

A particle-based spray model is proposed to simulate swirl-type hollow-cone sprays in a gasoline direct-injection engine. Two-dimensional calculation is performed with a modified version of the KIVA code with validation against the POP A data. Spray droplets are assumed to be introduced at the sheet breakup locations as determined by experimental correlations and equally spaced around the periphery of the conical sheet. The large droplets in the initial core just after the beginning of injection are represented by additional droplets injected downward from the center of the nozzle. Parametric study is performed to determine the droplet size distribution and initial swirl angle. The effects of the fuel injection parameters such as the spray cone angle and ambient pressure are examined. Results show that the proposed spray model gives reasonable agreement with the measurements for the global shape, droplet size and velocity distribution and may be applicable to predict the mixture distribution in a GDI engine.

OpenFOAM을 이용한 액체 로켓 연소기의 산화제 매니폴드 내 유동 해석

조미옥(Miok Joh),한상훈(Sang Hoon Han),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.9

공개소스 전산유체 해석 라이브러리인 OpenFOAM을 이용하여 액체 로켓 연소기의 산화제 매니폴드 내 유동 해석을 수행하였다. 정상 상태의 비압축성 난류 유동 해석을 통하여 분사기 차압 모사를 위한 다공성 매질 영역이 포함된 복잡한 3차원 형상에 대한 유동해석에 있어서의 OpenFOAM 적용 가능성을 평가하였다. 향후 로켓 연소장치 내의 주요 물리적 현상을 포함한 보다 다양한 해석 사례에 대한 평가를 수행함으로써 설계 평가 및 해석 도구로서의 OpenFOAM의 유용성 및 적용 범위를 확인/확대해나갈 계획이다. Flow in the oxidizer manifold of a liquid rocket combustor has been analysed using an open source CFD toolbox, OpenFOAM. The applicability of OpenFOAM to the problems with complex geometries involving porous media zones for simulating the pressure drop induced by the injectors has been evaluated by performing turbulent, incompressible steady-state flow analysis. The usefulness and applicable area of the OpenFOAM as a design evaluation and analysis tool will be confirmed and enlarged by further evaluation with various computational cases representing major physical phenomena in rocketcombustion devices.

3-화학종 대체 혼합물을 이용한 케로신의 열역학적·전달 상태량 예측

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.11

한국형발사체(KSLV-Ⅱ) 각 단 엔진의 연료로 사용되는 케로신(Jet A-1)은 추력실 재생냉각 및 연료 막냉각 과정에서 냉각유체로도 기능하게 된다. 본 연구에서는 Jet A-1의 열물리적 특성을 재현하기 위한 대체 혼합물 모델을 선정하고, SUPERTRAPP(NIST SRD4)을 이용하여 초임계압 영역을 포함하는 고압 영역에서 모델 연료의 열역학적·전달 상태량을 예측하였다. 측정값과의 비교 결과 액체로켓 엔진 추력실의 복합 열전달 해석 수행 시 Jet A-1 상태량을 추출하기 위한 데이터베이스로 활용 가능한 것으로 판단되며, 향후 연소 시험 결과와의 비교를 통하여 케로신 대체 모델의 상태량 정보를 이용한 재생냉각 추력실의 연소·냉각 성능 통합 해석 결과를 지속적으로 검증해 나갈 계획이다. Kerosene(Jet A-1), one of the propellants for each stage’s engine of the Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ(KSLV-Ⅱ), functions as coolant at the same time as it flows inside the cooling jacket of the combustion chambers and is injected through the film cooling holes. A physical surrogate mixture model to reproduce the thermophysical characteristics of Jet A-1 has been selected and the thermodynamic/transport properties of the model fuel under high pressure including supercritical conditions have been estimated using SUPERTRAPP(NIST SRD4). Comparisons with the measured properties suggest that proposed database can be used to extract properties of Jet A-1 for conjugate heat transfer analysis of liquid propellant rocket engine thrust chambers. Predicted combustion/cooling performance of regeneratively cooled thrust chambers shall be validated through comparisons with upcoming firing test results.

연료 막냉각을 적용한 액체로켓 연소기의 연소/냉각 성능 간 trade-off 해석

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

액체로켓 추력실의 성능 예측 및 초음속 노즐부 형상 설계에 활용 중인 in-house 해석 도구를 이용하여 재생냉각 연소기에 대한 성능/냉각 통합해석을 수행하였으며, 막냉각 유량 및 외곽 분사기열의 혼합비 변화에 따른 연소 성능과 냉각 성능 간 trade-off 경향을 고찰하였다. 향후 막냉각 및 주요 설계인자의 최적화 도구로 활용될 수 있도록 개발 연소기에 대한 시험 결과와의 비교 등을 통하여 수치해석 도구를 검증/개선해나갈 계획이다. Performance of a liquid rocket thrust chamber with regenerative cooling scheme has been numerically analyzed using in-house CFD code which can predict combustion/cooling performance and provide nozzle design parameters. This paper investigates trade-offs between combustion and cooling performance with varying amount of fuel directly injected into the chamber wall to form cooling films. Also is analyzed the effect of varying mixture ratios for the peripheral injectors on combustion performance enhancement. Further efforts to verify/improve the simulation methodology including comparison with the firing test results are planned to make it a reliable tool to optimize the film cooling and other major design parameters.

액체로켓엔진 연소기의 배플 형상 설계를 위한 선형 음향 해석

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

액체로켓엔진 연소기에서 특히 횡방향 모드의 연소 불안정을 제어할 목적으로 배플 적용을 고려할 수 있다. 본 연구에서는 다양한 형상의 배플 설계안이 적용된 액체로켓엔진 연소기에 대한 3차원 선형음향 해석을 통하여 공진 주파수 및 음향 모드를 분석하였다. 선형 음향 해석에서는 실제 작동 조건에서 연소장과의 상호작용에 따른 화염 응답 특성 등을 반영할 수 없다는 한계가 있으나, 배플 적용에 따른 특정 음향 모드의 공진 주파수 및 감쇠인자비 변화 등에 대한 정성적 비교가 가능하기 때문에 배플 설계안 선정 초기 단계에서 유용한 정보를 제공할 수 있는 것으로 판단된다. Injector baffles have been found to be effective in suppressing transverse acoustic modes of combustion instability observed in liquid-propellant rocket engine thrust chambers. This study assesses the effect of baffle configurations on the acoustic modes characteristics of a liquid-propellant rocket engine thrust chamber by performing three-dimensional linear acoustic analysis. The analysis cannot reflect the interaction of the acoustic modes with the complex combustion field of operating rocket engines, however, it still can provide some useful information for conceptual baffle design since we can acquire quantitative comparison between different baffle configurations by means of resonance frequency shift and damping factor ratio change from the analysis.

재생냉각 액체로켓 엔진 추력실의 연소/냉각 성능 통합 해석

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan Seok Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

연료 재생냉각 방식 액체로켓 엔진 추력실의 연소시험 조건에 대한 연소/냉각 성능 통합 해석을 수행하여 연소 성능 및 냉각유체 온도 상승 예측 결과를 측정값과 비교하였다. 혼합비에 따른 특성 속도변화 경향과 연소압에 따른 지상 추력 변화 경향 등을 확인하였다. 냉각유체 온도 상승 정도에 대한 예측값을 측정값과 비교한 결과 기존의 soot 모델을 적용할 경우 작동 조건과 무관하게 냉각유체 온도상승이 과소 예측됨을 확인하였으며, TBC 적용 영역 및 작동 조건을 고려하여 soot 열저항 계산을 위한 경험 상수 조정이 필요함을 확인하였다. 현재의 해석 모델이 설계안 평가 및 trade-off 분석 등에 유용하게 적용될 수 있을 정도의 예측 정확도를 나타냄을 확인하였다. This study provides multidisciplinary performance analysis of a regeneratively-cooled liquid-propellant rocket engine thrust chamber. Predicted performance parameters such as characteristic velocity and coolant temperature rise have been compared with measurement from hot-firing tests. Sensitivity of combustion performance parameters to specific operating parameters has been observed. Prediction accuracy of the cooling performance can be enhanced by adjusting the experimental constant used to calculate the thermal resistance of the soot layer. Current physical models can be effectively applied to evaluate design alternatives and trade-off analysis.

액체로켓 엔진 연소기의 열차폐 코팅 및 막냉각 조건에 따른 냉각 성능 변화 해석

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회지 Vol.18 No.2

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

액체로켓엔진 추력실의 연료 막냉각 조건에 따른 연소/냉각 성능 해석

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan Seok Choi) 항공우주시스템공학회 2016 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2016 No.11

로켓엔진을 위한 케로신 연료유의 개선 가능성 검토

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),김종규(Jonggyu Kim),김문기(Munki Kim),김현준(Hyeon-Jun Kim),유철성(Chulsung Ryu) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.11