A Numerical Simulation for the Three-dimensional Combustion Field in a Small GCH4-LOx Thrust Chamber with Varying Film-cooling Flow-rate

Hong Yeong Park; Yun Hyeong Kang; Jeong Soo Kim

doi:10.6108/KSPE.2025.29.1.009

Preview

RESEARCH PAPERS

Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers. 28 February 2025. 9-16
https://doi.org/10.6108/KSPE.2025.29.1.009

A Numerical Simulation for the Three-dimensional Combustion Field in a Small GCH₄-LOx Thrust Chamber with Varying Film-cooling Flow-rate

막냉각 유량 변이에 따른 기체메탄-액체산소 소형추력실의 3차원 연소장 수치모사

Hong Yeong Park^a

Yun Hyeong Kang^a

Jeong Soo Kim^b^*

박 홍영^a

강 윤형^a

김 정수^b^*

^aDepartment of Mechanical Engineering, Graduate School, Pukyong National University, Korea

^bSchool of Mechanical Engineering, Pukyong National University, Korea

^{*Corresponding Author}

License (open-access, http://creativecommons.org/licenses/by-nc/4.0/):

This is an Open-Access article distributed under the terms of the Creative Commons Attribution Non-Commercial License (http://creativecommons.org/licenses/by-nc/4.0) which permits unrestricted non-commercial use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

ABSTRACT

A three-dimensional numerical simulation was conducted to calculate the cooling effects on the combustion chamber with film-cooling applied with varying coolant flow-rate. The trajectory of liquid oxygen used as both the primary oxidant and coolant was modeled by using the Discrete Phase Model (DPM) approach. While the mass flow-rate of the main propellants was fixed, the coolant flow-rate was varied to compare its effects. As a result, a significant temperature reduction near the chamber wall was observed when film cooling was applied, as evidenced by the temperature distribution along the chamber inner wall. Additionally, it was observed that the flame intensity became weakened as the coolant flow-rate increased while the shock wave structure in the plume region became more distinct.

Keywords

Film-cooling

Discrete Phase Model

GCH₄

LOx

막냉각이 적용된 연소실의 냉각제 유량에 따른 냉각 효과를 모사하고자 3차원 수치해석이 수행되었다. 주 산화제와 냉각제로 사용된 액체산소는 DPM(discrete phase model) 기법을 통해 그 거동이 계산되었으며, 주 추진제의 유량은 고정된 채 냉각제의 유량만을 변화시켜 이에 따른 효과가 비교되었다. 계산 결과, 연소실 내벽의 온도분포를 통해 막냉각이 적용될 시 벽면 부근에서의 온도 저하가 명확히 관찰되었으며, 냉각제 유량이 증가할수록 화염의 강도는 약해지는 반면, 플룸 영역 내의 충격파의 구조는 선명해짐이 관찰되었다.

키워드

막냉각

DPM, 이산상모델

기체메탄

액체산소

MAIN

1. 서 론
2. 해석기법
2.1 난류 모델
2.2 연소 과정
2.3 DPM(discrete phase model)
3. 해석조건
4. 격자계
5. 해석 결과
6. 결 론

Nomenclature

$k$ : turbulent kinetic energy

${\dot{m}}_{a}$ : apparent propellant flow-rate

${\dot{m}}_{c}$ : mass flow rate of coolant

$P$ : production term

$P F C$ : percentage of film-cooling

$p$ : pressure

$T$ : temperature

t : time

$u_{i}$ : velocity

$x_{i}$ : cartesian coordinates

$α, β$ : turbulence model constant

$μ$ : dynamic viscosity

$μ_{t}$ : turbulent viscosity

$ρ$ : density

$σ_{k}$ , $σ_{ω}$ : turbulent Prandtl number

$ϕ_{a}$ : apparent equivalence ratio

$ϕ_{t}$ : total equivalence ratio

$ω$ : specific turbulent dissipation rate

1. 서 론

우주 탐사를 목적으로 개발된 로켓엔진들은 사용 목적에 따라 그 크기와 성능이 결정된다. 설계된 엔진의 임무 종류에 따라 연소 시간은 다양하게 설정되나, 장시간 작동 시에는 추진제의 연소 과정에서 발생하는 열부하가 연소실에 집중되며, 이는 연소실 재료의 열적 손상 및 구조적 결함을 유발할 가능성이 있다. 따라서 연소실의 냉각시스템은 로켓 엔진의 성능을 최적화하고 신뢰성을 보장하기 위한 필수적인 설계 요소로 간주된다.

막냉각은 연소실이나 노즐 벽면을 따라 액체 또는 기체상의 냉각제를 분사하여 얇은 열 보호층을 형성하는 방식으로, 이를 통해 연소실 벽면으로의 열전달을 감소시킬 수 있다. 이 방식은 시스템의 중량을 줄이기 위해 고안되었으며, 재생냉각에 비해 설계가 단순하고 상대적으로 적은 냉각제로 효율적인 냉각 효과를 제공할 수 있다는 장점을 가진다[1,2].

이와 같은 이점으로 인해 막냉각은 요구되는 냉각 면적이 작고 무게 증감에 민감한 소형엔진에서 특히 효과적이며, 대형 로켓 엔진에서는 재생냉각과 결합하여 단독으로 처리하기 어려운 노즐 목 부근의 높은 열 유속을 추가적으로 감소시키는 데 활용될 수 있다. 예를 들어, 미국의 F-1 엔진과 같이 개방형 사이클(open-cycle) 엔진에서는 터빈을 구동한 배기가스를 노즐의 막냉각제로 활용하여 효율적인 냉각시스템을 구현하였다. 또한, 러시아의 RD-180 엔진에서는 막냉각과 재생냉각 방식을 결합하여 냉각 성능을 극대화하였으며, 유럽의 Vulcain 2 엔진과 같은 재사용 가능한 엔진에서는 반복적인 발사로 인한 열 하중을 견디기 위해 막냉각을 채택하였다. 이처럼 막냉각 시스템은 소형 엔진부터 대형 엔진까지 다양한 엔진 구조에서 효과적으로 활용되는 냉각 기술이다[3,4].

그러나 막냉각 방식을 적용할 경우, 냉각제로 인한 내부 엔탈피의 감소가 추력 성능 저하로 이어질 수 있으며, 이러한 단점을 최소화하기 위해서는 다양한 설계 변수가 신중히 고려되어야 한다. 따라서 막냉각을 액체로켓엔진에 최적화하여 적용하기 위해서는 여러 운용조건에서의 시험이 필수적이며, 이는 상당한 시간과 비용을 요구할 뿐만 아니라, 실험 과정에서 다양한 위험 부담을 수반한다. 이러한 제한적인 환경에서 위험 부담을 줄이기 위해서는 수치적 연구를 병행하는 것이 효과적인 대안이 될 수 있다.

액체로켓엔진의 개발과정으로, 막냉각이 연소실에 미치는 냉각 효과를 평가하기 위한 수치적 연구는 다수 수행된 바 있다. Suslov 등[5]은 메탄-산소 소형 연소실에서의 막냉각 성능을 실험과 수치적 방법을 통해 조사하였다. 계산 모델은 축대칭 형상으로 구성되었으며, 고온 가스와 기체 냉각제 간의 열교환만을 고려하여 해석이 이루어졌다. 해석결과, 연소실 압력과 벽면 열 유속은 실험값과 매우 유사하게 나타났으며, 이를 통해 단순화된 접근법으로도 합리적인 정확도를 달성할 수 있음을 확인하였다. Yin과 Liu[6]는 다중 스플래시 플레이트렛 인젝터(splash platelet injector) 형상에서 냉각제 유량, 인젝터 개수, 길이 및 위치와 같은 매개변수를 변화시키며 냉각 성능을 분석하기 위해 3차원 유동해석을 수행하였다. 냉각제로는 상온의 기체메탄을 사용하였으며, 메탄-산소 연소 과정은 EDC(eddy dissipation concept) 모델로 계산되었다. 그 결과, 냉각제 유량이 연소실 벽면의 냉각 성능에 중요한 역할을 하지만, 냉각제 분사 위치의 변화는 냉각 효과에 큰 영향을 미치지 않는 것으로 관찰되었다. Strokach 등[7]은 Ansys CFX 상용코드를 사용하여 막냉각이 적용된 케로신-기체산소 연소기의 내부 연소장을 해석하였다. 주 연료와 냉각제로 사용된 케로신은 라그랑지안(Lagrangian) 기법으로 계산되었으며, 해석으로 얻어진 연소실 압력과 특성속도는 실험 데이터와 매우 높은 일치도를 보였다. 위 연구들은 주로 기체 또는 액체 냉각제를 이용하여 연소실 내벽의 냉각 효과에 초점을 맞추었으며, 냉각제 유량에 따른 연소실 성능분석이 주를 이루었다. 그러나 막냉각으로 인한 초음속 노즐의 후류 유동 변화에 관한 연구는 현재까지도 부족한 실정이다.

이에 본 연구의 목적은 막냉각이 적용된 액체로켓엔진 개발의 일환으로, 냉각제 유량에 따른 소형추력기의 유동 변화를 수치적으로 모사하고자 하였으며, 추가적으로 초음속 노즐의 외부 유동 또한 관찰되었다. 해석은 동일한 연료 및 주 산화제의 유량을 사용하여 당량비를 고정한 채, 냉각제의 질량유량만을 변화시켜 수행되며, 일반적으로 막냉각제로 연료를 사용하나, 여기서는 극저온 유체인 산화제가 냉각제로 사용된다.

2. 해석기법

해석에 사용된 전체 계산영역이 Fig. 1에 도시된다. 계산영역은 인젝터의 출구 면에서 시작하여 벽 두께를 제외한 연소실 내부 전체를 포함하였다. 연료인 기체메탄은 제트형태로, 주 산화제인 액체산소는 스월형태로 분무 되며, 냉각제는 총 15개의 주입구를 통해 벽면을 따라 흐르도록 축 방향으로 분사된다. 또한, 초음속 노즐 외부 유동을 관찰하기 위해 노즐 후류의 일정 영역도 추가로 계산되었다. 여기서 외부 영역의 크기는 대기 조건에 의한 영향을 최소화하기 위해 노즐 출구 직경의 축 방향 20배, 반경 방향 10배로 설정하였다. 연소실 내부 유동장은 효율적인 계산을 위해 수렴 시간을 단축시키고자 RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes) 기반의 지배방정식을 바탕으로, 압력기반 해석자를 통해 계산이 수행되었다. 여기서 연속방정식과 운동량 방정식은 해석의 수렴성을 향상하고자 연계(coupled)하여 계산되었으며. 또한, 충격파와 같이 유동 특성이 급격히 변하는 현상을 정확히 모사하기 위해 2차 정확도의 풍상 차분법(2nd order upwind scheme)을 사용하여 유동 방정식이 이산화되었다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F1.jpg

Fig. 1

Schematic of the full computational domain.

2.1 난류 모델

난류유동을 해석하기 위해 $k - ω$ SST(shear-stress transport) 모델[8]이 사용되었다. 난류 운동에너지(turbulent kinetic energy)인 $k$ 와 난류 비 소산율(specific turbulent dissipation rate)인 $ω$ 는 각각 Eq. 1과 Eq. 2를 통해 계산되며, 정상상태 해석에서는 각 방정식의 시간에 대한 미분 항이 고려되지 않는다. 이 모델은 방정식 내의 blending 함수인 $F_{1}$ 을 활용하여, 경계층 영역 내에서는 k-ω 모델을 적용하고, 외부 및 혼합 영역에서는 k-ε 모델을 사용한다[9,10].

(1)

\frac{\partial ρ k}{\partial t} + \frac{\partial (ρ k u_{i})}{\partial x_{i}} = \frac{\partial}{\partial x_{j}} [(μ + σ_{k} μ_{t}) \frac{\partial k}{\partial x_{j}}] + S_{1}

(2)

\frac{\partial ρ ω}{\partial t} + \frac{\partial (ρ ω u_{i})}{\partial x_{i}} = \frac{\partial}{\partial x_{j}} [(μ + σ_{ω} μ_{t}) \frac{\partial ω}{\partial x_{j}}] + S_{2}

(3)

S_{1} = P - β^{*} ρ ω k S_{2} = \frac{α ω}{k} P - β ρ ω^{2} + 2 (1 - F_{1}) \frac{ρ σ_{ω 2}}{ω} \frac{\partial k}{\partial x_{j}} \frac{\partial ω}{\partial x_{j}} P = τ_{i j} \frac{\partial u_{i}}{\partial x_{j}}

2.2 연소 과정

메탄-산소 난류 화염의 계산에는 비단열 확산화염편(non-adiabatic diffusion flamelet) 모델[11]을 기반으로 하여, 21개의 화학종과 84개의 반응식을 포함하는 DRM-19 메커니즘이 사용되었다[12]. DRM-19는 GRI-mech 1.2의 축소 모델로, 계산 효율을 높이는 동시에 메탄 연소의 열역학적 특성을 정확히 재현할 수 있다는 장점을 가진다. 선행연구로 수행된 GCH₄-GOx 연소기의 연소 거동에 대한 수치해석 결과[13], 본 연소기법을 실험 결과와 비교하였을 때 추력 및 압력의 변화 거동이 잘 일치하며, 특히 연소기의 특성속도와 같은 연소성능의 예측이 뛰어난 것이 확인된 바 있다.

2.3 DPM(discrete phase model)

냉각제 주입구로부터 분사된 극저온 상태의 액체산소가 미립화되어 고온의 가스와 접촉하면서 증발되는 과정을 모사하기 위해 DPM(discrete phase model)이 적용된다. DPM은 다상 유동 모델 중 하나로, 액체상과 기체상을 각각 Lagrangian 및 Eulerian 접근법을 통해 해석한다. 이 모델은 각 상의 경계에서 질량, 운동량, 에너지의 전달을 계산하여 두 상 간의 상호작용을 효과적으로 모사할 수 있다.

제트로 분사되는 기체메탄에 의한 주 산화제의 액적 분열을 모사하기 위해 wave breakup 기법이 적용되었다[14]. 스월 인젝터의 경우, 강한 회전 유동과 높은 상대속도 차이로 인해 액체와 가스상의 경계면에서 불안정성이 쉽게 발생한다. Wave breakup 모델은 액적 표면에서 발생하는 Kelvin- Helmholtz 불안정성을 기반으로 액적의 분열 시간과 형성된 액적의 크기가 결정된다고 가정하므로, 이러한 유동에서 액적의 분열을 모사하는 데 효과적이다.

3. 해석조건

Table 1에 해석에 사용된 매개변수들과 경계조건들이 요약된다. 겉보기 유량은 0.52 g/s로 고정한 채, 냉각제 유량이 적용되지 않은 경우와 냉각제 유량을 20 g/s에서 40 g/s까지 10 g/s씩 늘린 경우들에 대해 해석을 수행하여 그에 따른 결과가 비교되었다.

입구 조건에서 기체메탄의 온도는 298 K으로 가정되며 질량유량 값을 경계조건으로 설정하였다. 또한, 주 산화제와 냉각제로 사용된 액체산소는 이산상 모델을 통해 분사 조건이 정의되었으며, 분사 시 초기 온도는 85 K으로 설정되었다. 산화제의 분사에는 pressure-swirl injection 방식이 적용되었고, 냉각제는 surface injection 방식을 통해 액체상이 벽면을 타고 흐르도록 주입구 면으로부터 축 방향으로 분사되었다. 출구 조건인 초음속 노즐의 외부 영역은 대기 조건이 사용되었으며, 연소실 벽면은 냉각제 유량 변이에 따른 온도 저하를 관찰하고자 단열 조건을 부여하였다. 추가적으로, 노즐을 포함한 연소실 내벽은 wall-film condition으로 설정하여 벽면에서의 냉각 효과를 정확히 모사하고자 하였다.

Table 1

Summary of the numerical cases and boundary conditions.

$ϕ_{a}$ ^*	$ϕ_{t}$ ^**	${\dot{m}}_{a}$ [g/s]	${\dot{m}}_{c}$ [g/s]	PFC[%]	Case identifier
0.73	0.73	0.52	0	0	FC0
	0.50		20	27.8	FC20
	0.43		30	36.6	FC30
	0.38		40	43.5	FC40
Boundary condition		Specification
Inlet	GCH₄	$T_{G C H_{4}} =$ 298 K			Mass flow-rate
	LOx	$T_{L O x} =$ 85 K			DPM injection
	Coolant	$T_{c} =$ 85 K ${\dot{m}}_{c} =$ 0, 20, 30, 40 g/s
Outlet		Pressure-outlet, 1 atm
Chamber wall		No-slip, Adiabatic, Wall-film condition

^* $ϕ_{a}$ : Apparent equivalence ratio,

^** $ϕ_{t}$ : Total equivalence ratio

4. 격자계

Fig. 2는 격자계의 전반적인 구성과, 노즐 목 부근에서의 격자 밀도를 보여준다. 격자계는 모두 비정렬 tetrahedral 격자로 구성되었으며. 외부 영역에서는 화염 영역이 예상되는 부근에 격자 밀도가 높게 구성되었다. 본 연구에 앞서 이상 유동 모델의 계산을 위해 격자수에 따른 수렴성이 검토되었다. Table 2에 사용된 격자계의 셀 수와 노드 수가 요약되었으며, 동일한 조건에서 해석을 수행하여 총 4가지 격자에 대한 영향이 분석되었다.

Fig. 3은 격자 수렴성 분석에 대한 결과로, 축 방향을 따라 도시된 기체산소의 질량분율 분포를 나타낸다. 그림에서 확인할 수 있듯이 그리드 3과 그리드 4의 결과 차이는 미미한 수준으로 나타났다. 따라서, 본 해석에서는 약 3,700,000개의 셀로 구성된 그리드 3을 격자계로 선정하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F2.jpg

Fig. 2

Grid system employed in current calculation.

Table 2

Summary of the cases used in the grid convergence analysis.

Case	Number of cells	Number of nodes
Grid 1	1,145,455	296,312
Grid 2	2,655,391	692,739
Grid 3	3,716,739	883,191
Grid 4	4,988,772	1,137,799

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F3.jpg

Fig. 3

Mass fraction of gaseous oxygen along with axial distance according to the grid density.

5. 해석 결과

주 추진제의 유량은 고정한 채 냉각제의 유량만 변화시켰을 경우의 연소실 내부 온도분포가 Fig. 4에 비교된다. Fig. 4(a)는 계산 모델의 Z-X 면에서 +Y 축 방향에서의 온도 분포를 나타내며, Fig. 4(b)는 이를 내벽의 온도와 함께 도시한 것이다. 냉각제의 유량이 증가함에 따라 연소실 벽면 부근에서의 온도가 눈에 띄게 감소하며, 벽면을 타고 흐르는 냉각제가 도달하는 범위 또한 차이가 있음이 그림을 통해 확인된다. 이때 냉각제 유량이 30 g/s인 경우에서부터는 충분한 유량으로 인해 노즐의 축소부 영역에서도 매우 낮은 온도가 관찰된다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F4.jpg

Fig. 4

Temperature distribution with varying the coolant flow-rates.

냉각제로 인한 벽면의 온도 저하를 자세히 관찰하고자 Fig. 5에 벽면의 한 지점에서 +X 축 방향을 따라 연소실 전체 길이에 대하여 산출한 벽면 온도를 비교하여 나타낸다. 그래프를 통해 확인되듯이 막냉각이 적용된 경우의 벽면온도는 적용되지 않은 경우보다 크게 저하된다. 그러나 막냉각 유량이 20 g/s인 FC20의 경우, 냉각제가 연소실 벽면 전체에 도달하지 못하여 연소실의 하류 부분에서 고온의 위험성이 존재한다. 이에 반해 FC30의 경우부터는 연소실 벽면 전체가 고온의 연소가스로부터 보호되고 있음이 관찰된다. 따라서, 위 그래프를 통해 냉각제 유량이 30 g/s 이상일 때부터 전체 벽면에 대한 냉각 효과가 명확히 나타남을 확인할 수 있다

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F5.jpg

Fig. 5

Wall temperature of the combustion chamber at each case.

또한, 온도 분포도를 통해 초음속 노즐의 후류 영역을 관찰하면 냉각제의 유량이 변화할수록 플룸의 강도에서 차이가 발생함을 볼 수 있다. Fig. 6에 노즐 후류 영역에서의 플룸을 확대하여 나타낸다. 모든 경우에서 플룸은 충격파 구조를 가지고 있음이 확인되며, 냉각제 유량이 증가할수록 플룸의 강도가 약해짐이 관찰된다. 이는 냉각제로 인한 노즐 출구부에서의 온도 저하가 배기가스의 열적 에너지를 감소시킴에 기인하는 결과이다. 이를 자세히 관찰하고자 노즐 출구부 면에서의 현열 엔탈피(sensible enthalpy)를 산출하였으며, 이를 Fig. 7에 도시한다. 냉각제의 유량이 증가할수록 배기가스의 현열 엔탈피가 점차 감소함이 보이며, 이로 인해 플룸 내부와 주변 대기 간의 열적 대비가 약화하므로 플룸의 강도가 낮아지는 것이라 판단된다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F6.jpg

Fig. 6

Exhaust plumes for different coolant flow-rates.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F7.jpg

Fig. 7

Sensible enthalpy contours at the face of nozzle exit.

각 해석조건에 따른 플룸 영역 내에서의 음속 분포도 결과가 Fig. 8(a)에 마하수 결과는 Fig. 8(b)에 각각 비교된다. 그림을 통해 냉각제 주입으로 인해 연소실 내부 가스온도와 조성이 변화함에 따라 음속의 크기가 감소하는 것이 관찰된다. 이에 따라 배기속도와 음속의 비로 정의되는 마하수는 냉각제로 인한 온도 저하로 인해 음속이 낮아지게 되면서 그 값이 점차 증가하고 있는 것이 확인된다. 또한, 그림은 충격파의 구조가 점차 후류 방향으로 밀려나며, 균일한 분포를 형성하고 있음을 보여준다. 이러한 현상은 노즐의 출구부 정압이 대기압에 가까워짐에 따라 압력의 불균형이 줄어들면서 발생된 결과라 볼 수 있다. 앞서 관찰된 플룸의 결과와 종합하면, 냉각제 유량 증대로 인한 온도 저하로 플룸의 강도는 희미해지나, 플룸 영역 내의 충격파 구조는 선명해지는 결과를 보인다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2025-029-01/N0580290102/images/kspe_2025_291_9_F8.jpg

Fig. 8

Comparison of results with varying coolant flow-rates.

6. 결 론

막냉각이 적용된 소형추력기의 냉각 효과를 모사하고자 수치해석이 수행되었다. 해석을 위한 형상모델은 3차원으로 구축되었으며, 계산영역에는 초음속 노즐 외부 유동을 관찰하기 위해 노즐의 후류 영역도 포함되었다. 해석은 동일한 연료 및 주 산화제의 유량을 사용하여 당량비를 고정한 채, 냉각제의 질량유량만을 변화시켜 수행되었고 이때 냉각제로는 극저온 유체인 액체산소가 사용되었다.

연소실 내부 유동장은 RANS 기반의 지배방정식으로 해석되었으며, 압력기반 연계 알고리즘을 통해 계산이 수행되었다. 난류 모델은 $k - ω$ SST 모델이 적용되었으며, 메탄-산소의 연소 과정을 계산하기 위해서 비단열 확산 화염편 모델을 기반으로 하여 21개의 화학종과 84개의 반응식이 본 해석에 사용되었다. 또한, 주 산화제와 냉각제로 사용된 액체산소는 DPM 기법을 통해 그 거동이 계산되었다.

해석결과, 냉각제 유량이 증가할수록 연소실 벽면 부근에서의 온도가 눈에 띄게 감소하며, 냉각제 유량이 30 g/s인 경우에서부터는 충분한 유량으로 인해 노즐의 축소부 면에서도 온도 저하가 관찰되었다. 또한, 벽면의 한 지점에서 +X 축 방향을 따라 연소실 벽면 온도를 산출한 결과, 막냉각 유량이 20 g/s인 FC20의 경우, 냉각제가 연소실 벽면 전체에 도달하지 못하여 연소실의 하류 부분에서 고온의 위험성이 존재함을 확인하였다. 이를 통해 냉각제 유량이 30 g/s 이상에서부터 냉각 효과가 확실하게 나타나는 것을 알 수 있었다.

추가적으로, 초음속 노즐의 후류 영역을 비교해보았을 때, 냉각제의 유량이 증가함에 따라 배기 플룸의 강도가 희미해지는 것이 확인되었다. 이러한 결과는 냉각제로 인한 배기가스의 온도 저하로 인하여 플룸과 주변 대기 간의 열적 대비가 약화함에 기인한 것으로 판단된다. 플룸의 경우와 달리, 마하수는 냉각제 유량이 증가함에 따라 그 최대 크기가 증가하며, 충격파의 구조가 뚜렷해짐을 보이는데, 이는 온도 저하로 인해 배기 플룸 영역 내의 음속이 낮아지게 되어 나타난 결과이다.

Acknowledgements

본 논문은 우주항공청의 재원으로 미래우주교육센터(RS-2022-NR067079)의 지원과 2025년도 산업통상자원부 및 산업기술평가관리원(KEIT) 연구비 지원(20026368)에 의한 연구결과임.

References

Yin, L. and Liu, W., "Gaseous film cooling investigation in a multi-element splash platelet injector," Acta Astronautica, Vol. 144, No. 4, pp. 353-362, 2018.

10.1016/j.actaastro.2017.12.045

Kang, Y.H., Ahn, H.J., Bae C.H. Kim, J.S., Lee, J.W. and Kim, J.H., "Performance Characteristics of the Film-cooling System Applied to 200 N-class GCH₄-LOx Small Rocket Engine," AIAA SciTech 2023 Forum, F.L., U.S.A, AIAA 2023-0717, Jan. 2023.

10.2514/6.2023-0717

Warren, D. and Langer, C., "History in the Making: The Mighty F-1 Rocket Engine," Proceedings of the 25th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, AIAA 89-2387, Monterey, CA, 1989.

10.2514/6.1989-2387

Kim, J., Lee, S. and Park, H., "Analysis of Cooling Performance in Reusable Launch Vehicle Engines with Regenerative and Film Cooling," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 20, No. 4, pp. 123-130, 2016.

Suslov, D., Betti, B., Aichner, T., Soller, S., Nasuti, F. and Haidn, O., "Experimental Investigation and CFD-Simulation of the Film Cooling in an O₂/CH₄ Subscale Combustion Chamber," Proceedings of Space Propulsion 2012, Bordeaux, France, May 7-10, 2012.

Yin, L. and Liu, W., "Gaseous Film Cooling Investigation in a Multi-Element Splash Platelet Injector," Acta Astronautica, Vol. 144, pp. 353-362, 2018.

10.1016/j.actaastro.2017.12.045

Strokach, E.A., Borovik, I.N., Bazarov, V.G. and Haidn, O.J., "Numerical Study of Operational Processes in a GOx-Kerosene Rocket Engine with Liquid Film Cooling," Propulsion and Power Research, Vol. 9, No. 3, pp. 231-240, 2020.

10.1016/j.jppr.2020.04.004

Menter, F.R., "Two-Equation Eddy- Viscosity Turbulence Models for Engineering Applications," AIAA, Vol. 32, No. 8, pp. 1598-1605, 1994.

10.2514/3.12149

Dalbello, T., Georgia dis, N.J., Yoder, D.A. and Keith, T.G., "Computational Study of Axisymmetric Off-Design Nozzle Flows," NASA TM-2003-212876, 2003.

10.2514/6.2004-530

Wang, W., Gao, J., Shi, X. and Xu, L., "Cooling Performance Analysis of Steam Cooled Gas Turbine Nozzle Guide Vane," International Journal of Heat and Mass Transfer, Vol. 62, pp. 668-679, 2013.

10.1016/j.ijheatmasstransfer.2013.02.080

Peters, N., "Laminar diffusion flamelet models in non-premixed turbulent combustion," Progress in Energy and Combustion Science, Vol. 10, No. 3, pp. 319-339, 1984.

10.1016/0360-1285(84)90114-X

Chang, W.C. and Chen, J.Y., "Reduced Reaction Sets based on GRI-Mech 1.2," retrieved 13 Nov. from http://combustion.berkeley.edu/drm/drm19.dat.

Park, H.Y., Kang, Y.H,, Lee, J.W., Kim, J. H. and Kim, J.S., "Numerical Analysis on the Combustion Behavior Varying with Equivalence Ratio in a GO₂-GCH₄ Combustor," Aerospace Europe Conference 2023, Lausanne, Switzerland, Jul. 9-13, 2023.

Reitz, R.D., "Modeling Atomization Processes in High-pressure Vaporizing Sprays," Atomization and Spray Technology, Vol. 3, No. 4, pp. 309- 337, 1987.

Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers ISSN:1226-6027(Print) 2288-4548(Online) 한국추진공학회지