• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.9 no.3
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• pp.16-22
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• 1987

직접분사식 디젤기관의 성능과 배기가스 문제에 여향을 주는 실린더 내에서의 연소형태는 크게 연료분사계와 흡입공기 유동계 두 가지에 의해 결정된다. 즉 분사율, 부사시기, 분무형태와 같은 분사계의 특성과 공기선회, 스퀴시(squish), 난류와 같은 공기 유동 특성에 의하여 연소형태가 결 정된다. 이러한 복잡한 연소형테를 기관 특성에 맞게 조정한다는 것은 대단히 어려운 문제인데 이것은 연료화 공기의 혼합이 연소실형상과 흡기계의 형상에 큰 영향을 받으며 연료가 액체 상 태로 연소실내로 들어와 분무과정을 통하여 증발이 되어야만 연소가 가능하기 때문이다. 특히 흡입공기 유동계에 있어서 현재의 직접 분사식 대젤기관의 흡입구 형상은 흡입공기의 운동에너 지에 모멘트를 가하여 연소실내에서 공기의 선희(swirl)를 발생시켜 줌으로써 연료와 공기의 혼 합기를 형성시키는 Helical type이 많이 이용되고 있다. 그러나 기관 성능과 배기가스 특히 NOx는 상반관계를 이루기 때문에 연소실내로 들어오는 흡입공기의 선희강도(swirl ratio)를 너무 강하게만 한다고 하여 좋은 결과를 얻을 수는 없다. 따라서 설계하고자 하는 각 기관에 있어서 요구되는 성능과 배기가스 문제를 만족하는 흡입공기의 선희강도가 얻어질 수 있도록 흡입구 형상을 설계한다는 것은 많은 연구와 경험이 요구되고 있다. 본 자료에서는 직접분사식 디젤기 관에 있어서 흡입공기의 최적 선희강도에 대한 설정방법과 흡입구 형상 설계를 위한 설계 이론 및 정상류 Rig test상에서의 흡입공기 선희강도의 평가방법을 소개하고자 한다.

• Journal of the Korean Society of Industry Convergence
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• v.7 no.1
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• pp.5-11
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• 2004

벽면에 충돌하는 액체 분무의 충돌 거동과 액적 비산에 관하여 실험을 통하여 조사하였다. 액체 분무는 홀노즐에 의해 직경 40mm의 충돌판에 분사하게 된다. 액체 분무는 반경방향으로 퍼져나가 5개의 영역으로 분류되어 나타내게 된다. 난류 혹은 층류 분무의 경우, 충돌판에 충돌한 후 두꺼운 액막을 형성하게 되며, 이러한 상태에서 충돌하는 분무의 비산량은 매우 적으며 충돌 거리에 영향을 받지 않는다. 한편, 파동이 있는 분무의 충돌은 수력도약(Hydraulic jump)과 함께 반경방향으로 엷은 액막을 형성하게 되며 비산율도 증가하게 된다. 액체분무의 초속도가 증가하면 비산율도 증가하게 된다. 분열이 일어난 후에 충돌하는 파동 분무의 비산율은 분열이 일어나기 전에 비해 약 2~3배 정도 크게 나타난다. 비산율은 웨버수(Weber number)를 이용하여 요약할 수가 있다.

• Journal of Energy Engineering
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• v.4 no.3
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• pp.394-401
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• 1995

본 연구는 중심부에 액체, 외주부에 산화제가 흐르는 기액 동축분류의 유동장에 대한 것이다. 기액 동축 분사기는 연료의 분사량이 적은 소형 연소시스템을 고려하여, 실험은 연공비(W1/Wa)가 0.6 이하를 대상으로, 물과 공기를 사용하여 분사조건에 따른 분무특성과 기액 2상 분무류의 기본구조를 조사하여 액적의 확산, 기액혼합특성에 대하여 검토하여 다음과 같은 결론을 얻었다. 반경방향 기상속도분포 및 액적유속분포는 분구직경 및 분사조건에 관계없이 정규분포에 가까운 형태를 취하고 있으며, 각각 식 (2) 및 (3)으로 나타낼 수 있다. 기상속도는 반치폭은 축방향에 따라 일정한 구배 (≒4.6)로서 증가하며, 기상만의 단상분류의 구배(≒6)에 비해서 완만하다. 액적유속 반치폭은 축방향에 따라 더욱 완만한 구배(≒3.1)로서 증가한다. 무차원 액적유속분포는 축방향에 따라 일정한 구배(n≒1.5)로서 감소한다. 액적의 확산은 상대적으로 기액유량비가 클수록 효과적으라고는 말할 수 없고, 최대 확산을 이루는 최적의 기액유량비가 존재한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.8
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• pp.112-119
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• 2002

Three dimensional numerical heat transfer analysis was carried out against periodically arranged fuel injectors of the liquid rocket engine. A finite volume method based on SIMPLE algorithm was adapted which gave a good agreement with the published results of the heat transfer problem of a backward facing step. The Nusselt number and pressure drop increased as the distance between the injector elements decreased. When the Reynolds number increased, the Nusselt number increased but nondimensionalized pressure drop decreased slightly.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.47-53
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• 2006

The oxidizer-rich preburner is applied to the high efficiency closed cycle rocket propulsion system. This system is generally operated on oxidizer-fuel mixture ratio over than 50. The spray quality and mixing performance are very important for safe combustion of this preburner. This paper presents basic concept and spray characteristic of the preburner injector.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.26 no.1
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• pp.47-59
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• 2022

Four swirl coaxial injectors with different recess lengths were manufactured using an additive manufacturing method. Single-injection and bi-injection cold-flow experiments were performed using water and air as simulated propellants in an atmospheric pressure environment. According to the recess length and propellant flow conditions, the injection pressure drop and discharge coefficient were investigated, and the breakup length and spray angle were measured using an image processing technique. In the bi-injection pressure drop and discharge coefficient results, the liquid-side injector was not affected by the recess. For the gas-side injector, however, the injection pressure drop increased and the discharge coefficient decreased as the recess length increased. The breakup length in the single-injection increased with the increase of the recess, but decreased in the bi-injection.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.3
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• pp.52-60
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• 2010

Combustion stability tests of 30 $ton_f$-class LRE thrust chamber with double swirl coaxial injector were carried out in domestic ground combustion test facility by means of artificial perturbation method. In these tests, thrust chambers with varying design factors like recess number of injector, baffle length, types of film cooling and chamber diameter were used and test results showed that these design factors are closely related with high frequency combustion stability. By using the oscillation decrement instead of the decay time in the combustion stability analysis of artificially perturbed LRE thrust chamber, it was confirmed that increment of damping factor results in the improvement of high frequency combustion stability of LRE thrust chamber.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1080-1083
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• 2017

In the design of KSLV-II, there is a scenario in which supercooled liquid oxygen is supplied to prevent a geysering phenomenon in the oxidizer pipe and a cavitation phenomenon at the pump inlet. To verify this condition in the engine development test phase, a system that supplies supercooled liquid oxygen to the engine was applied in the engine combustion test facility. In this system, supercooling methods using a vacuum ejector and using helium injection to the tank were appied. Both tests were carried out for about 17 minutes. Supercooling results of about 3.3K for the ejector test and about 2.2K for the helium injection test were obtained at the 50% level of the tank.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.20 no.3
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• pp.9-16
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• 2016

An experimental study was performed to investigate the combustion characteristics of the liquid hydrocarbon fuel atomized by an ultrasonic oscillator. Configuration of the flame was caught by the high-speed camera, and images were analyzed in detail through a post-processing. In addition, the fuel consumption was measured using the balance during the combustion reaction. As a result, the consumption of atomized fuel increased with the increasing flow-rate of carrier-gas, but any correlation between the air/fuel ratio and carrier-gas flow-rate was not found. The variation of flame area was dependent on the fuel consumption and input power of the ultrasonic oscillator. FFT (Fast Fourier Transform) analyses using the flame area were conducted in order to discuss flame flickering.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.10a
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• pp.168-172
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• 2003

The effects of injection conditions on the droplet sizes resulting from the disintegration of a liquid jet by a fast annular gas stream have been investigated using PDPA. The gas/liquid momentum ratio M = $\rho$$_{g}$ $U_{g}$$^2$/$\rho$$_1$ $U_1$$^2$ and Weber number We = $\rho$$_{g}$ $g^2$ $D_1$/$\sigma$ are selected as key parameters in atomization of shear coaxial spray from the fluid mechanics standpoint. It is revealed that SMD( $D_{32}$) varies inversely with gas/liquid momentum ratio(M), whereas Weber number(We) has little effect on the droplet sizes as gas velocities increase. It is found that gas/liquid momentum ratio is more dominant factor controlling the breakup and atomization process of shear coaxial spray. Finally, an empirical correlation between SMD and injection conditions(i.e. gas/liquid momentum ratio M and Weber number We) is proposed based on the experimental results.