로켓 엔진의 연소실 벽은 연소 과정 중의 높은 온도에 노출되어 부식이 되고, 그 기능이 저하된다. 본 연구는 로켓 엔진의 냉각에 이용되는 재생식 냉각 시스템을 해석하기 위해, 물성 변화를 고려하여 사각 채널 내 유동장 및 열전달 특성에 대한 수치해석 연구를 수행하였다.
수치해석 코드에는 에너지 방정식과 임의의 상태 방정식을 포함하는 예조건화된 3차원 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식이 이용되었다. 또한 외재적 기법인 4단계 Runge-Kutta 알고리듬이 적용되었고, Baldwin-Lomax algebraic 난류 모델이 사용되었다.
곧은 채널 내에서의 유동을 층류와 난류로 구분한 후, 각각에 대해 물성이 변하는 유동의 계산 결과를 물성이 일정한 유동의 계산 결과와 비교하였다. 그 이후 층류에서는 입구 조건과 단면 종횡비의 변화에 따른 효과를 알아보았고, 난류에서는 채널의 전체 길이와 레이놀즈 수 변화에 따른 효과를 살펴보았다.
Alternative Abstract
Combustor walls of rocket engines are exposed to the severe thermal environment of the combustion process, which results in degradation and erosion of the combustor. To analyze the regenerative cooling system that is used in rocket engine cooling, this numerical study assesses the flowfield and the heat transfer characteristics of variable property flow through straight rectangular channels.
The three-dimensional preconditioned Reynolds-averaged Navier-Stokes equations including the energy equation and an arbitrary equation of state are used in the code. The explicit fourth-order Runge-Kutta scheme is applied, and also Baldwin-Lomax algebraic turbulence model is used to capture turbulence effects.
The study includes computations of both laminar flow and turbulent flow through rectangular channels, and each variable properties solution is compared with the corresponding constant properties solution. In laminar flow, the effect of inlet condition and aspect ratio changes is considered. In turbulent flow, the variation of channel length and Reynolds number is presented.
