[논문]운동량 플럭스 비의 변화에 따른 기체 중심 스월 동축형 분사기의 기체 가진 동특성 연구

이정호; 박구정; 윤영빈

doi:10.15435/jilasskr.2015.20.3.168

운동량 플럭스 비의 변화에 따른 기체 중심 스월 동축형 분사기의 기체 가진 동특성 연구
A Study on Dynamic Characteristics of Gas Centered Swirl Coaxial Injector with Acoustic Excitation by Varying Momentum Flux Ratio 원문보기

한국액체미립화학회지 = Journal of ilass-korea, v.20 no.3, 2015년, pp.168 - 174

이정호 (서울대학교 기계항공공학부) , 박구정 (서울대학교 기계항공공학부) , 윤영빈 (서울대학교 기계항공공학부, 항공우주 신기술연구소)

Abstract ▼ AI-Helper

Combustion instability is critical problem in developing liquid rocket engine. There have been many efforts to solve this problem. In this study, the method was sought through the injector as part of these efforts to suppress combustion instability. If the injector can suppress the disturbance coming from the supply line as a kind of buffer it will serve to reduce combustion instability. Especially we target at gas propellant oscillation in gas-centered swirl coaxial injector. The phenomenon is simulated with acoustic excitation of speaker. The film thickness response at injector exit was measured by using a liquid film electrode. Also the response of spray to the disturbance was observed by high-speed photography. Gas-liquid momentum flux ratio and the frequency of feeding gas oscillation were changed to investigate the effect of these experimental parameters. The trend of response by varying these parameters and the cause of weak points was studied to suggest the better design of injector for suppressing combustion instability.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 실험에서는 RD-170과 같은 러시아 다단 연소사이클 액체 로켓 엔진에 주로 사용된 기체 중심 스월 동축형 분사기를 대상으로 하여 기체 교란에 대한 분무의 응답특성을 파악하고자 하였다.

제안 방법

공급되는 공기의 유량은 Line Tec 사의 MFC M3500V모델을 이용하여 조절하였으며 물의 유량은 분사기 입구와 출구사이 압력강하 값과 유량의 관계를 획득한 후 분사압력을 통하여 조절하였다.
기체 중심 스월 동축형 분사기에서 기체가 유동의 교란을 가진 상태로 공급되는 상황을 모사하여 액막의 응답특성을 알아보았다. 주파수와 기체-액체 운동량 플럭스 비를 변화시켜 응답특성의 변화 경향을 파악하였다.
또한 기체-액체 분사기에서 주요한 설계 변수로 여겨지는 기체-액체 운동량 플럭스 비를 변화시켜 가며 그 영향을 확인하였다.
본 실험에서는 산화제 과잉가스의 발생 가능한 다양한 주파수 영역대의 교란을 모사하기 위하여 200 Hz부터 1100 Hz까지 100 Hz씩 변화시켜가며 경향을 파악하고 특정구간들은 간격을 좁혀서 수행하였다.
실제 분사기의 추진제인 산화제 과잉 가스와 케로신을 각각 공기와 물로 모사하여 실험하였다.
원하는 주파수와 세기의 기체 교란을 발생시키기 위해 스피커에 입력되는 전압은 컴퓨터에서 프로그램을 통하여 주파수와 크기 값을 설정하고 이 신호를 BOSTON AUDIO사의 CC-350 Amplifier를 통하여 증폭하는 방식으로 입력하였다.
이러한 전압 값을 실제 두께로 변환하기 위하여 여러 가지 크기의 아크릴 봉을 제작하여 특정 두께의 액막을 형성한 뒤 전압 값을 측정하여, 전압-액막 두께 변환 보정식을 획득하였다(8).
기체 중심 스월 동축형 분사기에서 기체가 유동의 교란을 가진 상태로 공급되는 상황을 모사하여 액막의 응답특성을 알아보았다. 주파수와 기체-액체 운동량 플럭스 비를 변화시켜 응답특성의 변화 경향을 파악하였다.
특정 두 주파수 영역에서 다른 주파수들과 다르게 Gain 값이 크게 나타나는 Peak점이 발생하였으며, 그 원인에 대해 분석하였다.

대상 데이터

공급되는 기체 속도 섭동은 분사기 입구 상단 기체 라인 중간에 Dantec Dynamics사의 Hot wire Anemometry Mini CTA 모델을 설치하여 측정하였다.
분사기 오리피스 지름은 8 mm, 기체 오리피스의 지름은 6 mm, 4개의 액체 접선방향 유입구 지름은 0.9 mm 이며 리세스 길이는 12 mm로 실험하였다.
분사기 외부 분무는 Photron 사의 HVC-SL 연속광원과 FASTCAM-ultima APX 고속카메라를 이용하여 이미지를 획득하였다. 분무 이미지는 512×256의 해상도로 10000 frame/sec의 속도로 촬영하였다.

데이터처리

또한 이렇게 나타난 결과를 식 (3)에서 볼 수 있는 close-open boundary 공명관계식에 대입하여 계산한 결과와 비교 분석하였다.

이론/모형

기체 속도 섭동에 대한 액막 두께의 변화를 측정하기 위하여 Suyari가 제안한 전극을 이용한 방식을 사용하였다(7).

성능/효과

기체-액체 운동량 플럭스 비의 증가는 기체에서 액체로의 운동량 전달에 영향을 미치며, 그 결과로 Gain값이 커지는 것을 확인하였다. 또한 기체 액체 운동량 플럭스 비는 저주파 영역의 Peak 값 주파수를 변화시키기 때문에 설계 시에 고려되어야 하는 중요한 변수라는 점을 확인하였다.

후속연구

최적화된 설계로 분사기가 일종의 완충장치 역할을 하여 공급라인에서부터 들어오는 교란을 저감시켜줄 수 있다면 연소불안정을 야기할 수 있는 분무의 불안정을 막아줄 수 있을 것이다.
하지만 저주파 영역의 Peak는 그 경향을 완벽히 확인했다고 보기는 어렵기 때문에 200Hz이하의 낮은 주파수까지 보다 촘촘한 간격으로 추가적인 실험을 수행하여 정확한 관계를 규명하는 것이 필요할 것으로 생각된다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	로켓 엔진 연소불안정은 어떻게 분류될 수 있는가?	로켓 엔진 연소불안정은 그 발생 주파수에 따라 저주파, 중주파, 고주파 연소불안정으로 분류할 수 있다. 이 중 저주파와 중주파는 그 원리가 추진제 공급시스템과 연소실이 결합되어 발생하고, 고주파 연소불안정은 추진제 공급시스템의 교란으로 인해 야기될 수 있다(2).
	분무의 불안정을 완화 시킬 수 있는 최적화된 설계로 분사기의 역할은 무엇인가?	따라서 이러한 연쇄과정의 중간에 위치하고 있는 분사기의 설계가 매우 중요하다. 최적화된 설계로 분사기가 일종의 완충장치 역할을 하여 공급라인에서부터 들어오는 교란을 저감시켜줄 수 있다면 연소불안정을 야기할 수 있는 분무의 불안정을 막아줄 수 있을 것이다.
	연쇄과정의 중간에 위치하고 있는 분사기의 설계가 매우 중요한 이유는 무엇인가?	연소실에 공급되는 추진제는 다양한 원인으로 인해 유동의 교란이 발생할 수 있다. 예연소기에서 연소과정 중에 발생하는 압력섭동, 고압터빈을 지나며 발생하는 유량섭동, 공급라인의 형상으로 인한 압력섭동들 뿐 아니라 연소실, 즉 분사기 출구의 압력섭동의 영향으로 역으로 분사기 위쪽에서 부터 교란이 발생하여 분사기에 투입될 수 있다. 이러한 교란이 적절히 감쇠되지 못할 경우 연소실로 전달되어 다시 연소실의 압력섭동을 증가시키고 그 영향이 되돌아오는 피드백이 계속되어 불안정현상이 악화될 수 있다. 따라서 이러한 연쇄과정의 중간에 위치하고 있는 분사기의 설계가 매우 중요하다.

참고문헌 (9)

Harrje, D. J. and Reardon, F. H., "Liquid Propellant Rocket Instability", NASA SP-194, 1972.
Schoyer, H. F. R. et al., "Combustion Instability in Liquid Rocket Engines", ESA, 1993.
Bazarov, V. G. and Yang, V., "Liquid Propellant Rocket Engine Injector Dynamics", Journal of Propulsion and Power, Vol. 14, No. 5, 1998, pp. 797-806.

상세보기
Ismailov, M. and Heister, S. D., "Dynamic Response of Rocket Swirl Injectors", Journal of Propulsion and Power, Vol. 27, No. 2, 2011.
Matas, J., Hong, M. and Cartellier, A., Physics of fluids 26, 042108, 2014.

상세보기
Kim, H., Chung, Y., Jeong, S., Lee, I. and Yoon, Y., "Experimental Study on the Dynamic Characteristics of Open Type Swirl Injector with Varying Swirl Chamber Length", 2014 KSPE Spring Conference, 2014, pp. 235-238.
Suyari, M. and Lefebvre, A. H., "Film Thickness Measurements in a Simplex Swirl Atomizer", Journal of Propulsion and Power, Vol. 2, No. 6, 1986, pp. 528-533.

상세보기
Kim, S., Khil, T., Kim, D. and Yoon, Y., "Effect of geometric parameters on the liquid film thickness and air core formation in a swirl injector", Measurement Science and Technology, Vol. 20, No. 1, 2009, p. 015403.

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'Bayvel, L. and Orzechowski, Z., "Liquid Atomization", 1993.

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