초저온 추진제를 사용하는 액체로켓용 인젝터의 개발을 위해서는 수류시험과 더불어, 연소시험을 통한 성능검증, 점화 cyclogram의 최적화 및 내부연소 유동장에 대한 열-유체역학적 특성에 대한 연구가 필요하다. 본 연구에서는 대학실험실 급에서 운용할 수 있는 범위의 가압식 초저온 추진제 공급 및 제어장치를 이용하여, LOX-$GCH_4$를 추진제로 하는 동축형 스월 인젝터의 연소시험을 수행하였다. 점화 cyclogram 최적화를 통해 O/F ratio 약 2.80, 총질량유량 약 0.19 kg/s의 LOX-$GCH_4$ 추진제를 점화 및 연소시켰고, 연소실 압력은 1.43 MPa, 추력은 38.7kgf으로 측정되었다.
초저온 추진제를 사용하는 액체로켓용 인젝터의 개발을 위해서는 수류시험과 더불어, 연소시험을 통한 성능검증, 점화 cyclogram의 최적화 및 내부연소 유동장에 대한 열-유체역학적 특성에 대한 연구가 필요하다. 본 연구에서는 대학실험실 급에서 운용할 수 있는 범위의 가압식 초저온 추진제 공급 및 제어장치를 이용하여, LOX-$GCH_4$를 추진제로 하는 동축형 스월 인젝터의 연소시험을 수행하였다. 점화 cyclogram 최적화를 통해 O/F ratio 약 2.80, 총질량유량 약 0.19 kg/s의 LOX-$GCH_4$ 추진제를 점화 및 연소시켰고, 연소실 압력은 1.43 MPa, 추력은 38.7kgf으로 측정되었다.
To research and develop a high performance injector for LRE, it needs not only cold flow test, but also investigations of combustion performance, optimization of cyclogram and thermo-fluid dynamical characteristics of combustion flow field through hot-fire test. In this study, hot-fire test of LOX-C...
To research and develop a high performance injector for LRE, it needs not only cold flow test, but also investigations of combustion performance, optimization of cyclogram and thermo-fluid dynamical characteristics of combustion flow field through hot-fire test. In this study, hot-fire test of LOX-CH4 coaxial swirl injector has been carried out using lab-scale hot fire test stand which can supply and control cryogenic propellant. Ignition and continuous combustion for LOX-$GCH_4$ propellant of 0.19 kg/s total mass flowrate and 2.80 O/F Ratio was achieved through cyclogram optimization. The mean combustion chamber pressure and thrust were measured as approximately 1.43 MPa and 38.7 kgf respectively.
To research and develop a high performance injector for LRE, it needs not only cold flow test, but also investigations of combustion performance, optimization of cyclogram and thermo-fluid dynamical characteristics of combustion flow field through hot-fire test. In this study, hot-fire test of LOX-CH4 coaxial swirl injector has been carried out using lab-scale hot fire test stand which can supply and control cryogenic propellant. Ignition and continuous combustion for LOX-$GCH_4$ propellant of 0.19 kg/s total mass flowrate and 2.80 O/F Ratio was achieved through cyclogram optimization. The mean combustion chamber pressure and thrust were measured as approximately 1.43 MPa and 38.7 kgf respectively.
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문제 정의
본 연구에서는 액체로켓용 단일인젝터의 연소 시험을 위하여 설계/제작된 가압식 초저온 추진제 공급 제어 및 데이터 수집장치1를 사용하여 LOX-GCH4 추진제 조합에서의 동축형 스월 인 젝터의 연소시험을 수행하였다.
제안 방법
단일 인젝터용 액체로켓 연소시험 시스템을 사용하여 LOX-GCH4 추진제를 사용하는 동축형 스월 인젝터에 대한 연소시험이 수행되었으며, 점화특성 및 성능에 대해 고찰하였다. 소형 연소기에서 점화기의 과도한 연소가스 제트, 긴 작동시간 및 점화 제트의 방향은 선공급된 LOX의 정체를 유발하고, 인젝터에서 분사되는 추진제의 점화 또는 연소유동장 발달에 좋지 않은 영향을 미쳤다.
를 점 화제로 하는 스월형 토치점화기가 설계/제작되어 사용되었다. 점화기 작동 시퀀스는 GOX 선공급 조건에서 최적화되었으며, GCH4 공급배관 에 설치된 체크밸브의 크랙킹 압력을 조절하여, 단일 신호만으로 점화제 공급지연을 구현하였다. Figure 4는 점화기의 P&ID이고, Fig.
따라서 1200 msec의 LOX 선공급 시간을 주었고, 이 때 LOX 공급배관의 냉각도 이루어진다. 점화기는 LOX 주밸브가 열린 뒤 GCH4가 분사되기 500 ms 전에 작동하여, 점화를 용이하게 하기 위해 연소실 압력 및 온도를 상승시키게 하였다. 점화기는 3500 msec동안 작동되며, 연소가 종료되면 LOX 주밸브가 닫히고 N2 퍼지가 작동한다.
3과 같고, 각 부분의 주요 치수는 Table 2에 표시하 였다. 토치 점화기 취부는 연소실의 축방향 가운데 부분의 스페이서에 가공되었으며, 연소기의 후방부 및 노즐부는 수냉각 방식을 적용하였다. 노즐부는 냉각효과를 높이기 위하여 냉각채널 내부에 원주방향의 냉각핀이 가공되었다.
대상 데이터
(2) 실험에 사용된 노즐은 원뿔형이고, 확대반각은 25°이다.
15 kg/s의 유량으로 인젝터로 공급된다. LOX 주밸브, GCH4 주밸브, LOX 벤트밸브, GN2 퍼지밸브, 토치 점화기, 애프터 버너, 총 6 개의 장치들이 LabVIEW 시퀀스 로직에 의해 제어되며, 추진제 유량, 배관압력/온도, 연소실압력, 추력 등의 데이터가 수집/저장된다. 각 추진제의 밀도는 체적유량 측정부의 온도와 압력 측정값 및 SUPERTRAPP T-P-ρ map을 이용하여 실시간으로 계산된다.
안정적인 점화성능을 위하여 GOX-GCH4를 점 화제로 하는 스월형 토치점화기가 설계/제작되어 사용되었다. 점화기 작동 시퀀스는 GOX 선공급 조건에서 최적화되었으며, GCH4 공급배관 에 설치된 체크밸브의 크랙킹 압력을 조절하여, 단일 신호만으로 점화제 공급지연을 구현하였다.
성능/효과
(1) 실험유량조건은 인젝터의 설계유량조건의 약 1/2의 값을 가지고, 약 41% 스로틀링에 해당한다. 일반적으로 고정된 형상의 인젝터의 스로틀 한계는 약 1/2에서 1/3의 범위를 가지며3, 4, 이때의 특성속도 보정계수는 약 0.
Table 1은 인젝터의 설계유량조건 과 연소시험 시의 시험유량조건을 나타낸다. 본 연구에서의 연소시험은 시스템 구성 이후, 처음으로 수행되는 것이므로 안전 및 시스템 점검의 목적으로 시험유량조건을 설계유량조건의 약 54 %로 설정하였다. 설계연소실압력 Pcc,design와 설 계추력 Fdesign는 각각 3 MPa, 100 kgf이고, 시험 유량조건에서 이론적으로 계산된 연소실압력 Pcc,theo,exp 및 추력 Ftheo,exp는 각각 1.
본 연구에서의 연소시험은 시스템 구성 이후, 처음으로 수행되는 것이므로 안전 및 시스템 점검의 목적으로 시험유량조건을 설계유량조건의 약 54 %로 설정하였다. 설계연소실압력 Pcc,design와 설 계추력 Fdesign는 각각 3 MPa, 100 kgf이고, 시험 유량조건에서 이론적으로 계산된 연소실압력 Pcc,theo,exp 및 추력 Ftheo,exp는 각각 1.73 MPa, 45.18 kgf로 나타났다.
소형 연소기에서 점화기의 과도한 연소가스 제트, 긴 작동시간 및 점화 제트의 방향은 선공급된 LOX의 정체를 유발하고, 인젝터에서 분사되는 추진제의 점화 또는 연소유동장 발달에 좋지 않은 영향을 미쳤다. 안정된 점화성능을 위해서는 작동 시점 및 시간뿐만 아니라, 점화제의 질량유량, 점화기 제트의 분사방향이 중요한 인자임을 알 수 있었다.
후속연구
액체로켓용 추진제 인젝터의 개발, 성능향상 및 학술적 연구를 위해서는 추진제 분무의 혼합/미립화 메커니즘 분석, 인젝터 형상인자 최적화, 그리고 연소시험과 연계하여 인젝터 성능검 증, 점화 cyclogram 최적화 및 내부연소 유동장 에 대한 열-유체역학적 특성에 대한 연구 등이 필요하다. 국외 유수의 대학에서는 액체로켓용 인젝터의 연소시험을 위하여 자체적으로 연소시험 시스템을 구축하여 운영하고 있으며, 다양한 종류의 인젝터 및 추진제 조합에서의 활발한 연구가 진행되고 있다.
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