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논문 기본 정보

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저자정보
이정호 (서울대학교 기계항공공학부) 박구정 (서울대학교 기계항공공학부) 윤영빈 (서울대학교 기계항공공학부, 항공우주 신기술연구소)
저널정보
한국분무공학회 한국액체미립화학회지 한국액체미립화학회지 제20권 제3호
발행연도
2015.1
수록면
168 - 174 (7page)

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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.

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