• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제3권1호
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• pp.1-8
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• 2002

A numerical analysis was performed on the fluid flow in injector orifice of a liquid rocket engine. The present computational code was verified against the published data for turbulent flow in a pipe with a sudden expansion-contraction. Considered were the parameters for the flow analysis in an injector orifice: Reynolds number, ratio of mass flow rate of the injector orifice and inlet flow rate, and slant angle of the injector orifice. The discharge coefficient increased slightly as the Reynolds number increased. The slant angle of the injector changed critically the discharge coefficient. The discharge coefficient increased by 7% when the slant angle changed from $-30^{\circ}$ to $30^{\circ}$ The ratio of mass flow rate had relatively little impact on the discharge coefficient.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제20권6호
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• pp.896-904
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• 2006

In a liquid rocket engine, the role of gas-liquid scheme injector as an acoustic resonator or absorber is studied experimentally for combustion stability by adopting linear acoustic test. The acoustic-pressure signals or responses from the chamber are monitored by acoustic amplitude. Acoustic behavior in a rocket combustor with a single injector is investigated and the acoustic-damping effect of the injector is evaluated for cold condition by the quantitative parameter of damping factor as a function of injector length. From the experimental data, it is found that the injector can play a significant role in acoustic damping when it is tuned finely. The optimum tuning-length of the injector to maximize the damping capacity is near half of a full wavelength of the first longitudinal overtone mode traveling in the injector with the acoustic frequency intended for damping in the chamber. When the injector has large diameter, the phenomenon of the mode split is observed near the optimum injector length and thereby, the acoustic-damping effect of the tuned injectors can be degraded.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2006

액체로켓엔진을 설계할 때 가장 중요한 부품중의 하나가 인젝터이며, 이를 어떻게 배치하느냐에 따라 엔진의 성능이 크게 달라진다 본 연구에서는 swirl형 인젝터를 적용한 UDMH와 액체산소를 추진제로 사용하는 추력 170톤급 액체로켓 엔진의 인젝터 헤드를 1차 설계할 때, swirl 인젝터의 유량 분포 특성을 수식화한 식으로부터 단위면적당 유량 분포 관계를 계산하였다. 또한 연소실 중앙과 막냉각이 있는 벽면에 이 관계식을 적용함으로써, 연소실 원주방향의 연소특성을 예측하였다.

• 한국분무공학회지
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• 제22권2호
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• pp.62-68
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• 2017

It is important to study on the combustion instability to develop liquid rocket engines for preventing lower combustion efficiency and destruction of combustion chamber. There are many researches on simplex injector with liquid pulsation to solve this problem. In real rocket engine system, however, they use coaxial injectors. Therefore, research on coaxial injector with liquid pulsation is essential. In this study, we investigate dynamic characteristics of gas centered swirl coaxial injector varying tangential inlet diameter. A mechanical pulsator was used to generate an excitation in the liquid flow, and the response characteristics of the injector were confirmed. As tangential inlet diameter increased, mass flow rates increased and spray angle decreased. As tangential inlet diamter decreased, gain decreased because the pressure fluctuation in the injector manifold rarely passed through the inlet. Additionally, it was confirmed that a sufficiently small tangential inlet served as a damper.

• 한국분무공학회지
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• 제25권3호
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• pp.126-131
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• 2020

Throttleable rocket engines are in high demand due to the diversification of space missions. Pintle injector is known to be suitable for throttleable rocket engines, because of its high efficiency in overall thrust zone. In this study, the relationship between spray angle of a throttleable pintle injector and total momentum ratio based on hot fire test conditions was investigated. As a result, the spray angle in 100% and 60% throttling level is higher than the spray angle obtained by the case which considers only propellant mass flow rate, owing to higher total momentum ratio (TMR). The results of this study may be useful for predicting spray angle in hot fire test.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.247-250
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• 2005

단위 분사기의 실물형 연소기 적용 시 실물형 연소기의 배열, 구성 분사기 수량, 연소압 등의 이유로 동작환경이나 분사기 형상의 변화를 필요로 한다. Jet-A1과 액체산소를 추진제로 하는 동축 와류형 분사기의 실물형 적용성을 검토하기위해 연소압 증가, 추진제 유량 감소와 분사기 길이 증가 조건에서 연소시험을 수행하였다. 시험결과 연소압 증가와 추진제 유량 감소, 노즐길이 증가 시 특성속도효율이 개선되었으며 이에 반해 압력섭동의 강도는 미미하였고 특정한 주파수 대역을 보이지 않아 실물형 적용성이 우수하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.41-51
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• 2001

Split-triplet(F-O-O-F)형의 분사기 요소를 장착한 KSR-III 액체 로켓엔진의 성능과 연소장을 고찰하기 위해 수치해석을 수행하였다. 방사형 분사기 배열의 액체 로켓엔진의 수치해석 검증을 위해 2차원 축대칭과 3차원 계산을 수행하여 연소시험 결과와 비교하였다. 2차원 축대칭 계산과 3차원 해석을 통하여 성능 측면에서 오차가 약 3∼5% 정도의 정확도를 유지하며 예측하는 것을 볼 수 있었다. 3차원 해석에서는 연소장을 해석하여 분사기 면의 온도 분포가 연소 시험결과와 정성적으로 일치하는 것을 볼 수 있었다. 또한 충돌각의 감소와 분사기 배열의 직교-방사형으로 변경이 방사형 분사기배열의 국부적인 고온 영역을 감소시키며 성능에도 영향을 미치는 것을 볼 수 있었다. 이러한 해석을 통하여 분사기 배열과 충돌각 선정이 액체 로켓엔진의 성능과 연소장에 영향을 미치는 중요한 요인이 됨을 알 수 있었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제6권4호
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• pp.113-123
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• 2003

Both numerical analysis and experiment of cold and hot tests were performed to obtain basic design data for the swirl coaxial type Injector and to predict the combustion performance. Mass distribution, mixing distribution, mixing efficiency, characteristic velocity efficiency were measured by the cold tests and numerical analysis using the commercial thermo-hydraulic program. Test and analysis variables were recess, pressure drop, velocity ratio, mixing spray, mixture ratio. Hot tests were performed for the Uni-element injector to compare the performance with the cold test results, and, hot tests for Multi-element injector were performed to compare the performance with Uni-element injector. Designed thrust of the Uni-element injector liquid rocket was 35kgf at sea level and combustion chamber pressure, 20bar. Kerosene and Lox were used as a propellant.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권8호
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• pp.79-86
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• 2006

액체로켓엔진에서 고주파 연소불안정을 제어하기 위하여 인젝터 길이 변화를 줄 수 있는 백홀 스월 인젝터를 분석하였다. 음향흡수자로서 백홀 인젝터의 효과를 분석하기위하여 백홀 인젝터는 1/4 파장 공명기로 해석하였다. 이론적 접근과 음향 실험의 결과로부터 가변적 변위를 갖는 백홀 스월 인젝터가 연소실의 불안정 모드를 감소시킴을 알 수 있었다. 실험적으로 감쇠율을 측정하여 감쇠효과를 측정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.150-155
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• 2010

액체로켓 분사기는 추진 성능과 연소 안정성, 그리고 열유속 특성을 지배하는 가장 중요한 요소이다. 그러나 분사기 근방에서 일어나는 고압 연소 현상에 대한 근본적인 이해의 부족으로 분사기의 개발 과정은 대부분 경험적 설계방법과 고비용의 연소시험에 의존해 왔다. 본 연구는 액체로켓 연소 모델링과 관련된 최근 연구 동향들을 토대로 시작되었다. 층류화염편 기반의 난류연소모델을 초임계 압력 조건에서 나타나는 실제유체 거동을 고려할 수 있도록 확장하였으며, 극저온 질소분사, 상압 조건하의 난류제트화염, 그리고 고압의 기체수소/액체산소 동축 분사기에 적용하여 해석모델의 효용성을 확인하였다.