동축형 분사기를 적용한 단일분사기급 연소기의 연소특성 :Combustion Characteristics of Coaxial Uni-element Thrust Chambers

강철웅

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자료유형: 학위논문

저자정보: 강철웅 (충북대학교, 충북대학교 대학원)

지도교수: 안규복

발행연도: 2022

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이 논문의 연구 히스토리 (7)

2023

전단/와류 동축형 분사기가 장착된 단일분사기급 연소기의 연소특성

강철웅 , 이신우 , 한선우 외 5명 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2023.04 학술대회자료

2022

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전단 동축형 분사기의 리세스 길이에 따른 연소특성

강철웅 , 이신우 , 한선우 외 5명 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2022.11 학술대회자료

적층제조된 와류동축형 분사기의 리세스 길이에 따른 연소특성

강철웅 , 이다인 , 한선우 외 4명 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2022.04 학술대회자료

동축형 분사기를 적용한 단일분사기급 연소기의 연소특성

강철웅 2022.01 학위논문

2021

전단 동축형 분사기의 리세스 유무에 따른 연소특성

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2020

적층가공 메탄엔진 단일분사기급 연소기의 연소시험

강철웅 , 황동현 , 이준서 외 4명 한국추진공학회 학술대회논문집 2020.11 학술대회자료

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현재 발사체 시장의 동향은 재사용 발사체, 친환경 발사체, 고효율/저비용 추진제, 그리고 심우주 탐사이다. 메탄이 갖는 친환경적, 경제적, 높은 밀도 비추력, 높은 코킹 마진 한계, ISRU(In-Situ Resource Utilization) 등의 장점은 발사체 동향을 충족시키기에 적합한 연료로 평가받고 있다.

메탄엔진 연구의 중요성이 커짐에 따라 메탄엔진 연소기의 기초연구 및 개발을 수행하기 위해 1 kN급 메탄엔진 연소시험설비를 구축하였다. 또한, 각 추진제 라인의 수류시험 및 토치 점화기/애프터 버너 점화 시험을 통해 연소시험설비의 추진제 공급 안정성, 제어 및 계측 시스템 작동, 그리고 성공적인 점화를 검증하였다.

연소기의 연소 특성은 산화제와 연료가 분사되는 분사기의 형상과 추진제 혼합비에 영향을 받는다. 채택된 분사기는 액체/기체 추진제 조합에 많이 사용되는 동축형 분사기이다. 전단 동축형 분사기는 기계가공을 통해 제작되었으며, 스월 동축형 분사기는 적층 제조되었다. 전단 동축형 분사기는 리세스의 설계 변수는 리세스 길이이며, 스월 동축형 분사기는 산화제와 연료의 분사 방식이 straight/swirl과 swirl/swirl인 분사기가 제작되었다. 또한, 인젝터 헤드는 일반적으로 기체 연료에 의한 증산 냉각을 위한 다공 재료로 만들어지는 대신, 액체 산소에 의해 faceplate가 냉각되도록 설계 및 제작되었다. 연소실은 60 개의 냉각 채널을 갖도록 가공되었다. 노즐부 냉각을 위해 그라파이트 소재로 노즐 형상을 갖도록 제작되었다.

전단 동축형 분사기의 연소시험은 다양한 혼합비에서 수행되었다. 분사기 각각의 특성속도는 이론 특성속도와 유사하게 혼합비에 따라 증가 후에 다시 감소하는 경향을 보였다. 또한 실제 특성속도에 대한 경험식을 도출하였다. 리세스 길이가 존재할 때 특성속도 효율은 더 높았으며, 이는 내부 혼합으로 미립화 및 혼합 성능이 향상되었기 때문이다. 열유속도 리세스가 존재할 때, 더 컸으며 이는 연소 효율 상승과 리세스가 존재하는 분사기의 화염 구조 변화에 의한 것으로 판단된다. 리세스 길이가 존재하지 않는 분사기는 높은 혼합비에서 저주파 섭동이 발생하였으며, 이는 연소 성능 저하를 야기시켰다. 섭동의 크기는 크지 않기 때문에 연소는 안정적으로 이루어졌다고 판단된다.

스월 동축형 분사기의 연소시험은 다양한 혼합비에서 수행되었다. 특성속도는 두 분사기 모두 이론 특성속도와 유사하였으며, 특성속도 효율도 두 분사기에서 유사하게 나타났다. 또한, 기계 가공된 분사기와 비교하였을 때 준수한 효율을 보였다. straight/swirl 분사기의 열유속은 혼합비에 따라 감소하다 증가하는 경향을 보였으며, 이는 특성속도 효율의 경향성과 유사하였다. 효율이 증가함에 따라 열유속이 증가하는 경향성을 확인하였다. straight/swirl 분사기와 swirl/swirl 분사기의 총 누적 연소시험은 각각 208초와 130초였으며, 하드웨어의 손상은 없었다. 극저온 산화제에 의해 냉각되는 매니폴드의 faceplate는 연소 열로부터 보호되어 녹거나 손상되는 현상은 발견되지 않았다. 로켓 엔진 제작에 연소특성과 구조 안정성 측면에서 SUS316 단일재료와 적층가공의 적용 가능성을 확인하였다.

Current trends in the launch vehicle development are reusable vehicles, eco-friendly vehicles, high-efficiency/low-cost fuel, and deep space exploration. The characteristics of methane, such as eco-friendly, economical, high density specific impulse, high coking margin limit, ISRU(In-Situ Resource Utilization), and liquid properties similar to liquid oxygen are evaluated as a suitable fuel to apply the launch vehicle trends.

As research on methane engines became more important, a 1 kN-class methane engine combustion test facility was constructed to perform basic research and development of methane rocket engine thrust chambers. In addition, the propellant supply stability of the combustion test facility, the operation of the control and measurement system, and successful ignition was verified through the cold-flow tests of each propellant line and the torch igniter/afterburner ignition tests.

The combustion characteristics of a thrust chamber are affected by the shape of the injector into which the oxidizer and fuel are injected and the propellant mixture ratio. The injectors of select are coaxial injectors with proven stability and performance in liquid/gas propellant combinations. Shear coaxial injectors were manufactured by machining, and swirl coaxial injectors were manufactured by additive manufacturing. The Geometric parameter of the shear coaxial injector is the recess length. In swirl coaxial injectors, the oxidizer and fuel are injected in a straight/swirl and swirl/swirl. Also, the injector head is generally made of a porous material for transpiration cooling by fuel. In this study, the faceplate was designed and manufactured to be cooled by a cryogenic oxidizer. The combustion chamber was machined to have 60 cooling channels. Ablation cooling was applied to the nozzle part, and the inner shape of the nozzle was made of graphite material.

Hot-firing tests of two shear coaxial injectors with different recess lengths were performed at various mixture ratios. The experimental characteristic velocity of the two injectors showed a trend to decrease again increasing with the mixture ratio, similar to the theoretical characteristic velocity. In the recess region, it was confirmed that the characteristic velocity efficiency was improved by internal mixing. Also, it exhibited a high heat flux due to the increase in combustion efficiency and the change in flame structure. All hot-firing tests were performed stably, and low-frequency fluctuation occurred under some conditions. In the injector without recess, low-frequency fluctuation occurred in the high mixture ratio range, which caused deterioration of combustion performance.

Hot-firing tests were conducted to investigate the combustion characteristic and structural stability of the swirl coaxial injectors manufactured by additive manufacturing. The experimental characteristic velocity was similar to the theoretical characteristic velocity for both injectors. Also, when comparing the efficiency with the machined injectors, the results were satisfactory. The trend of heat flux to increase as the efficiency increased in straight/swirl injector was confirmed. The total cumulative combustion times of the two injectors were 208 seconds and 130 seconds, respectively. The faceplate of the manifold cooled by the cryogenic oxidizer was protected from combustion heat, and no melting and destruction were observed. The applicability of SUS316L single material and additive manufacturing was confirmed in terms of combustion characteristics and structural stability in the manufacture of rocket engine elements.

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Ⅰ. 서 론 1
1.1 국내외 학계 연소시험설비 현황 3
1.2 메탄 엔진 연구 4
Ⅱ. 메탄 엔진 연소시험설비 및 예비 시험 6
2.1 탱크 및 용기 7
2.2 유공압 시스템 9
2.3 제어 및 계측 시스템 11
2.4 안정 장비 및 비파괴 검사 14
2.5 메인 추진제 공급 수류시험 및 점화시험 15
2.5.1 메인 산화제 공급 수류시험 15
2.5.2 메인 연료 공급 수류시험 17
2.5.3 토치 점화기 및 애프터버너 점화시험 18
Ⅲ. 전단동축형 분사기의 연소시험 21
3.1 연소기 21
3.1.1 인젝터 헤드 22
3.1.2 실린더부 25
3.2 연소시험 방법 및 조건 25
3.2.1 연소시험 방법 25
3.2.2 연소시험 조건 26
3.3 연소시험 결과 27
3.3.1 특성속도 및 특성속도 효율 28
3.3.2 열유속 31
3.3.3 연소 안정성 33
3.3.4 저주파 섭동 35
3.3.5 연소기 상태 36
Ⅳ. 적층가공으로 제작된 분사기의 연소시험 39
4.1 연구 배경 및 목적 39
4.2 연소기 및 연소시험 조건 41
4.2.1 인젝터 헤드 42
4.2.2 연소시험 조건 44
4.3 연소시험 결과 44
4.3.1 예비 연소시험 44
4.3.2 본 연소시험 45
4.3.3 특성속도 및 특성속도 효율 46
4.3.4 열유속 47
4.3.5 분사기 및 매니폴드 상태 49
Ⅴ. 결 론 51
참고문헌 또는 인용문헌 55

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