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가스메탄/액체산소를 추진제로 하는 단일 인젝터 설계 및 실험적 검증
전준수(Jun Su Jeon),민지홍(Ji Hong Min),장지훈(Ji Hun Jang),고영성(Young Sung Ko),김선진(Sun Jin Kim) 대한기계학회 2013 大韓機械學會論文集B Vol.37 No.3
차세대 로켓 엔진의 추진제중 하나로 부각되어지고 있는 메탄 엔진의 연소 특성을 파악하기 위하여 가스메탄과 액체산소를 추진제로 사용하는 로켓 엔진의 인젝터를 설계/제작 하였다. 동축 스월/전단형 인젝터를 채택하여 제작하였으며, 상용 해석 프로그램인 Fluent를 사용하여 유동해석을 수행한 결과를 바탕으로 인젝터의 주요 변수들을 선정하였다. 제작된 인젝터는 수류실험을 통하여 미립화와 분무 특성을 파악하였고, 설계점에서의 연소실험을 수행하여 점화 및 연소 안정성을 확인하였다. 또한, 혼합비(O/F ratio)를 변화시켜가며 연소 실험을 수행하여 특성 속도(C*)와 연소실 압력 섭동 값을 이용하여 연소특성 및 안정성을 평가하였다. 실험 결과 모든 혼합비 영역에서 평균적으로 90% 이상의 높은 연소 효율을 보였고, 압력 섭동 값이 2% 미만으로 연소안정성을 확인하였다. An injector that uses methane gas (CH₄) and liquid oxygen (LOx) as propellants was designed to verify the combustion characteristics of an engine that uses methane, which is one of the next-generation propellants. A swirl/shear coaxial-type injector was used, and flow analysis was performed using Fluent to determine the main design parameters of the injector. A hydraulic test was performed to understand the atomization and spray pattern characteristics of the injector. Next, a combustion test was performed at the design point to understand the ignition and combustion stability. Additional combustion tests were performed according to the O/F ratio to investigate the combustion characteristics and stabilities using the characteristic exhaust velocity (C*) and fluctuation of the chamber pressure. The experimental results showed that the combustion efficiency was greater than 90%, and the pressure fluctuation was lower than 2% under all conditions.
2차목 초음속 디퓨저의 형상 변화에 따른 성능에 관한 실험적 연구
전준수(Jun Su Jeon),김완찬(Wan Chan Kim),연해인(Hae In Yeoun),김민상(Min Sang Kim),고영성(Young Sung Ko),한영민(Young Min Han) 대한기계학회 2014 大韓機械學會論文集B Vol.38 No.4
본 연구에서는 고공 환경 모사를 위하여 2차목 초음속 디퓨저를 Normal Shock Model를 이용하여 설계/제작하였다. 2차목 디퓨저의 주요 설계 변수인 2차목 디퓨저의 길이와 직경 변화에 따른 성능 특성을 고찰하기 위하여, 상온 고압 질소 가스를 이용하여 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 다양한 디퓨저 길이에 따른 실험 결과 2차목 디퓨저의 시동 특성은 디퓨저 입구 길이(Ld)가 증가함에 따라 아주 미세하게 향상되었으나, 2차목 디퓨저 길이비(Lst/Dst)와 확대부 길이(Ls)의 증가에 따라서는 크게 향상되었다. 또한 다양한 디퓨저 직경 변화에 따른 실험 결과, 시동 압력과 진공 챔버 압력은 모두 이론 설계 면적비(Ad/Ast) 근처에서 가장 우수한 성능을 보였다. Second throat supersonic exhaust diffusers (STEDs) were designed to simulate high-altitude conditions according to the normal-shock model. Experimental studies were performed on the STEDs to investigate how performance characteristics varied with the length and diameter of the STED using high-pressure nitrogen gas. The variation in performance due to length indicated that the performance of the STED could be very slightly improved by adjusting the diffuser inlet length (Ld), and it could be significantly improved by optimizing the second throat length ratio (Lst/Dst) and the divergence length (Ls). The starting and vacuum chamber pressures exhibited the highest level of performance near Ad/Ast of the design point.