In this thesis, cooling technology and its characteristics for bipropellant rocket thruster for the ex-tended operation using hydrogen peroxide and kerosene is presented. Hydrogen peroxide and kerosene com-plements toxicity and shortcomings of the hard-to-treat of the existing propellant for example MMH/NTO. Through literature survey, basic information about bipropellant thruster and diverse concept of rocket engine cooling technics, non-toxic storable propellant are covered.
Because target thruster is small and compact and the mass flow rate of the coolant is little, struc-turally complex regenerative cooling method is not suitable for the cooling. Film cooling with a relatively simple structure is proposed cooling technology for the small thruster. The optimal O/F ratio of hydrogen per-oxide and kerosene is more than seven, so the effect on the O/F ratio is much less hydrogen peroxide was chosen to coolant. For the study, 1200 N bipropellant rocket engine was used.
Existing film cooling coolant mass flow rate prediction model was applied to the target bipropel-lant rocket engine. To apply predicted coolant mass flow rate to the combustion chamber and nozzle, film cooling injector was designed and manufactured.
By combustion test cooling performance of hydrogen peroxide liquid film cooling was verified. Cooling characteristics by coolant mass flow rate and momentum changes were studied by observing the temperature of the wall and pressure of combustor.
Based on the results of combustion tests using a hydrogen peroxide film cooling, long-term cool-ing performance and the long-term stability and durability were verified by extended combustion test.
이 연구는 기존 추진제의 독성과 다루기 어려운 단점을 보완하는 비독성 저장성 추진제인 과산화수소와 케로신을 추진제를 이용한 소형 이원추진제 로켓엔진의 장기연소를 위한 냉각기술로 막냉각을 제시하고 그에 필요한 인젝터의 설계와 특성 평가를 목적으로 한다. 문헌조사를 통해 이원추진제 추력기와 다양한 냉각 방법, 비독성 저장성 추진제에 대해서 알아 보았다.
소형 로켓엔진은 크기가 작고 추진제와 냉각제의 유량이 적기 때문에 구조적으로 복잡한 재생냉각 방식은 설계와 제작에 적합하지 않으므로 비교적 구조가 간단한 막냉각을 냉각 기술로 제시하였다. 과산화수소와 케로신의 경우 최적 혼합비가 7이상이므로 냉각제로는 유량이 많아 혼합비에 영향이 적은 과산화수소를 선택하였다. 연구를 위해 1200 N급 이원추진제 로켓엔진을 이용하였다. 기존에 존재하는 액체 막냉각 모델을 대상 이원추진제 로켓엔진에 적용하여 필요한 냉각제의 유량을 예측하였다. 예측된 냉각제를 연소실에 도포하기 위한 막냉각 인젝터를 설계 및 제작하였다. 연소실험에서 냉각제 유량과 운동량을 변화시키며 냉각성능 변화를 관찰하여 특성을 파악하였다. 결과를 바탕으로 과산화수소를 이용한 막냉각 인젝터의 장기연소 실험을 수행하여 장기연소에서의 냉각성능과 안정도와 내구성을 검증 하였다.
