본 연구에서는 액체산소/케로신 추진 로켓 엔진 연소장치의 국내 개발에 있어서의 전산유체역학 응용 사례를 간략히 소개하였다. 추진제 공급부에 대한 다차원 유동 해석을 통해 유동 균일성을 확인하고 및 압력 손실을 예측할 수 있으며, 개념 설계 단계에서 추진제 매니폴드 형상 설계안을 비교/선택할 수 있다. 다분야 연소/냉각 성능 통합 해석을 통해 로켓 엔진 연소기의 연료 막냉각 및 열차폐 코팅 조건 등 연소/냉각 성능 관련 설계 문제 해결에 필요한 주요 정보를 도출할 수 있다. 향후 분사면 근처에서의 추진제 혼합 및 연소특성을 파악할 수 있는 해석 모델/기법을 개발할 필요가 있다.
This study provides a brief introduction to application of the computational fluid dynamics to domestic development of combustion devices for liquid-propellant rocket engines. Multi-dimensional flow analysis can provide information on the flow uniformity and pressure loss inside the propellent manifold, from which the design selection can be performed during the conceptual design phase. Multi-disciplinary performance analysis of the thurst chamber can also provide key information on performance-related design issues such as fuel film cooling and thermal barrier coating conditions. Further efforts should be made to develop numerical models to resolve the mixing and combustion characteristics of LOX/kerosene near the injection face plate.
