• Journal of the KSME
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• v.56 no.9
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• pp.38-43
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• 2016

초임계 난류유동이 활용되고 있는 가장 대표적인 시스템은 액체로켓연소기이다. 액체로켓엔진은 목적하는 임무에 따라 추력이 결정되고 엔진의 추력이 결정된다. 이러한 추력을 결정하는 핵심부품이 분사기(injector)이다. 실용 인공위성을 발사하기 위한 액체로켓엔진의 연소기는 수백 개의 분사기를 통해 연료와 산화제가 혼합되는 구조를 가지고 있다. 따라서 로켓연소기의 연소특성 및 성능은 분사기의 혼합특성에 좌우된다. 그러므로 단일 분사기의 연료/산화제 혼합특성에 대한 많은 실험과 해석연구가 진행되고 있다. 그런데 초임계압력에서는 액체의 표면장력이 사라지게 되어 독특한 혼합특성을 가지고 있기 때문에 성능을 높여주기 위하여 초임계 압력을 선택할 경우 분사기에 대한 연구가 선행되어야 한다. 이 글에서는 이러한 초임계 작동압력에서 분사기에 대한 연구들을 소개하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.05a
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• pp.156-160
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• 2006

This study investigated the characteristics of spray generated by a liquid-liquid co-axial swirl injector used in a combustor of the liquid rocket engine. The linear stability analysis[1] was introduced In liquid sheet breakup and Post[2]'s collision model which considers shattering was adopted on the collision model after breakup. Every model was implemented to KIVA[3], which was adopted as solve. To validate the implemented models the cases of high and low injection velocity were calculated respectively and each result agreed well with test results.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.2-2
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• 1999

액체추진제 로켓엔진에서 분사기의 미립화 및 혼합 특성과 그에 따른 연소 특성은 성능과 안정성을 결정하는 중요한 파라미터이며 분사기는 제한된 설계 조건하에서 최대의 열방출율을 발휘하도록 설계되어야 한다. 여기서 연소효율은 연료와 산화제의 혼합특성과 충돌 분무의 미립화의 정도에 의해 결정되므로 충돌 분무 유동성의 혼합, 미립화 특성과 이에 따른 인조성능 특성을 명확하게 밝힘으로써 최대 엔진성능을 위한 설계가 가능하게 된다. 분사기의 설계에는 분사요소형태, 분사공의 형상 및 유동시스템 등이 포함되며 특히 분사요소 형태의 선택에는 추진제, 연소실냉각방법, 연소실 형상, 자동조건 및 엔진의 수명 등이 중요한 제한조건으로 고려된다. 이런 형태의 분사 요소들 중, 충돌형 분사기는 저장성 추진제를 사용하는 중, 저추력의 액체추진제 로켓엔진에 주로 사용된다. 이 분사형태는 미립화 성능이 높지 않고, 분사공 직경 및 운동량비에 따른 혼합성능이 만감하며 blow apart 등에 의한 열부하 혹은 안정성에 대한 문제가 있으나 양호한 혼합효율, 신뢰성과 제작의 용이함으로 인하여 광범위하게 사용된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2005.11a
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• pp.407-410
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• 2005

Acoustic coupling between combustion chamber and gas-liquid scheme injectors are studied numerically in liquid rocket engine adopting linear acoustic analysis. The injectors can play a role as half-wave resonators. The combustion chamber with numerous injectors shows peculiar acoustic coupling with the injectors. As the injector length approaches a half wavelength or the original tuning length, new injector-coupled acoustic modes show up in the chamber and thereby, the acoustic-damping effect of the tuned injectors is appreciably degraded.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.4
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• pp.61-66
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• 2004

The objective of the present study is to develop methodology for the assessment of combustion stability of liquid rocket injectors. To simulate actual combustion occurring inside of a thrust chamber, a fullscale injector has been employed in the study, which bums gaseous oxygen and mixture of methane and propane. The main idea of the experiment is that the mixing mechanism is considered as a dominant factor significantly affecting combustion instability in a fullscale thrust chamber. A single split triplet injector has been used with an open-end cylindrical combustion chamber. The characteristics revealed by excited dynamic pressures in gaseous combustion show degrees of relative acoustic damping depending on operating conditions. Upon test results, the direct comparison between various types of injectors can be realized for the selection of the best design among prospective injectors.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.5 no.3
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• pp.41-51
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• 2001

Combustion characteristics of a KSR-III liquid rocket engine with split-triplet (F-O-O-F) type injector elements are investigated numerically from the viewpoints of engine performance and combustion flowfield. To evaluate numerical analysis of liquid rocket engine with radial type injector arrangement, 2-D axisymmetric and 3-D calculations are carried out and the prediction of engine performance for design and off-design conditions is in a good agreement with hot-firing tests. According to 2-D axisymmetric and 3-D calculations, the prediction error is 3∼5 % from the standpoint of performance. Numerical results of combustion characteristics calculated through 3-D analysis agree well with hot-firing tests qualitatively at injector plate. Decreasing impinging angle and changing radial type injector arrangement to H type injector arrangement reduce effectively local high-temperature region. Also, it is examined that those affect the performance seriously. In conclusion, it is revealed that both injector arrangement and impinging angle are critical parameters to affect the performance and combustion characteristics of the liquid rocket engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.49-53
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• 2009

The paper presents the results of the experimental study about flow discharge characteristics of double swirl coaxial injectors for a liquid rocket engine. Flow discharge characteristics of injectors become one of critical design issues for LRE combustion devices. Tap water and liquid oxygen/kerosene were used for ambient and hot firing tests, respectively. A combustion discharge coefficient varies depending on a mixture ratio and a recess ratio, and magnitudes of the variations are different with respect to injector shapes and operating conditions. The variation of a combustion discharge coefficient with a LOx injector is considered to result from flame structure changes due to physical property changes.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.151.2-151.2
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• 2012

터보펌프 구동에 사용된 가스발생기 생성가스를 연소기로 공급하여 주추력 발생에 사용하는 다단연소 사이클 로켓엔진은 고추력을 요하는 우주 발사체에 널리 사용되고 있다. 다단연소 사이클 로켓엔진에 사용되는 가스발생기를 예연소기라 부르며 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 로켓엔진에는 산화제 과잉 예연소기가 사용된다. 예연소기는 터보펌프 구동을 목적으로 하기 때문에 예연소기 생성가스의 횡단면 온도분포는 터빈에 의해 제한되는 온도범위 내에서 균일하여야 하며 넓은 운전영역에서 안정적인 연소가 이루어져야 한다. 산화제 과잉 예연소기는 모든 추진제가 혼합헤드를 통해 분사되는 방식과 추진제를 혼합헤드와 연소실로 나누어 공급하는 방식이 있다. 기술검증을 위해 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 1차 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20MPa, 혼합비 60에서 작동하는 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였다. 혼합헤드에는 별도의 점화용 분사기 없이 전체 연료 분사기를 통해 점화용 연료인 TEA/TEB 혼합물을 분사하여 점화하였다. 추진제를 2단으로 공급할 수 있도록 고안된 가압식 연소시험 설비에서 10회, 누적 60초 이상의 연소시험이 성공적으로 수행되었다. 연소시험결과 넓은 작동영역에서 안정적 연소특성과 생성가스 온도 분포의 균일성을 확인할 수 있었다. 고온 고압의 산화제 과잉 예연소기 기술 확보를 통해 케로신/액체산소 다단연소 사이클 로켓엔진 개발을 위한 기술적 기반을 마련하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.05a
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• pp.288-293
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• 2006

The combustion performances and characteristics of the subscale liquid rocket combustion chamber are discussed in this paper. Subscale combustion chamber is composed of mixing head, ablative cooling cylinder, and water cooling nozzle. The mixing head has eighteen coaxial swirl injectors and one center coaxial swirl injector for ignition. The mixing heads employing the injectors of low different recess length are considered in this paper. The results of the firing test, comparison of performance, and characteristics of static and dynamic pressures of the four different mixing heads are described. The characteristics of combustion at design and of design points are also discussed.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.04a
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• pp.117-120
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• 2007

This study investigated the spray modeling of the pressure-swirl atomizer installed in liquid rocket engine and the effect of drop distribution function especially. The $X^2$, originally implemented to KIVA, Rosin-Rammler and modified Rosin-Rammler distribution functions were investigated theoretically and compared to each other. Also, they were applied to pressure-swirl atomizer similar to the injector installed in liquid rocket engine to evaluate the feasibility for LRE injector. Among the distribution functions, original Rosin-Rammler distribution function was the most compatible with predicting the spray characteristics of pressure-swirl atomizer installed in liquid rocket engine.