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저자정보
정용갑 (한국항공우주연구원) 문일윤 (한국항공우주연구원) 조남경 (한국항공우주연구원) 한영민 (한국항공우주연구원) 이수용
저널정보
대한기계학회 대한기계학회 춘추학술대회 대한기계학회 2001년도 열공학/유체공학 부문 공동 추계학술대회 논문집
발행연도
2001.9
수록면
465 - 471 (7page)

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The cryogenic characteristics of propellant is important parameter in the design of liquid rocket engine test facility. Pressure-fed rocket engine test facility with cryogenic propellant should be designed with considering cryogenic characteristics, vaporization should be avoided up to injection point. In this paper, characteristics of cryogenic liquid oxygen was examined during cold flow and combustion test of KSR-Ⅲ main engine at each stage. The effect of venting was examined at the stage of cooling and at the pressurization stage the interaction between nitrogen gas and liquid oxygen was also examined. The characteristic of liquid oxygen in the engine manifold was analyzed. To meet the pressure requirements during propellant outflow, the pressure in the upstream of engine was diminished rapidly, the effect of liquid oxygen was examined at rapid expansion. The results showed that venting was the primary role at the cooling process and the interaction of nitrogen gas and liquid oxygen in the run tank is limited at the surface area and the tests showed that the fluctuation of liquid oxygen flow was diminished at the combustion test and the expansion of liquid oxygen was contributed to the temperature rise of liquid oxygen.

목차

Abstract
1. 서론
2. 이론적 고찰
3. 시험설비 구성
4. 시험결과 및 토의
4. 결론
후기
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