메탄엔진 축소형 연소기의 연소특성: 분사기 설계 및 작동 조건의 영향 = Combustion Characteristics of Sub-scale Methane Engine Thrust Chamber: Effect of Injector Design and Operating Conditions

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This study experimentally investigated the effects of injector design variables and operating conditions on combustion characteristics in a 500 N sub-scale thrust chamber. For this study, cold-flow tests using simulated propellants, high-pressure hot-firing tests using liquid oxygen/gaseous methane, and hot-firing tests varying the temperature of the propellant injection were conducted. Additionally, research was conducted on the laser ignition characteristics of a LOX/LNG thrust chamber equipped with a porous injector using a laser igniter which is the next-generation ignition method.
To investigate the spray characteristics of shear coaxial and swirl-coaxial injectors based on recess length and taper presence, measurements of injection pressure drop, discharge coefficient, breakup length, and spray angle were conducted using cold-flow tests with water and air as simulated propellants. The fuel injector exhibited less friction loss and a smaller injection pressure drop as the recess length increased. In the shear coaxial injector, the presence of the recess and taper tended to promote propellant breakup, resulting in a shorter breakup length. Conversely, the swirl coaxial injector showed a longer breakup length and a larger spray angle due to the presence of the recess and taper. Based on the results for breakup length and spray angle, the swirl coaxial injector is judged to have better atomization performance than the shear coaxial injector and is also expected to have improved combustion performance.
The effects of the recess length, presence of a taper, and oxidizer swirl on combustion characteristics in a sub-scale thrust chamber were verified through hot-firing tests. Hot-firing tests were conducted using liquid oxygen/gaseous methane as the propellant, under various combustion chamber pressures and mixture ratios based on the design point. Injectors with long recess lengths exhibited improved propellant atomization and mixing within the recess region, leading to increased combustion efficiency and heat flux. The presence of a taper reduced the liquid oxygen velocity at the oxidizer injector exit. This increased the momentum flux ratio with the gaseous methane, promoting propellant breakup and enhancing combustion efficiency. In the swirl coaxial injector, the presence of the taper suppressed low-frequency combustion instabilities. Finally, the combustion efficiency and heat flux results for the swirl coaxial injector were better than those for the shear coaxial injector.
In an expander cycle methane engine, fuel is injected into the combustion chamber in a high-temperature gaseous state. Therefore, hot-firing tests were conducted to change the fuel injection temperature, confirming the effect of fuel temperature on combustion characteristics. Additionally, the combustion characteristics were investigated with liquid oxygen injection temperature. The average characteristic velocity efficiency was approximately 1.33% higher when the liquid oxygen injection temperature was 130 K compared to 155 K. This is attributed to reduced atomization performance caused by two-phase flow at higher oxidizer temperatures. Lower oxidizer temperatures increase density, reducing injection pressure drop and potentially increasing susceptibility to low-frequency combustion instability. The high injection temperature of gaseous methane accelerated the methane injection velocity and increased the momentum flux ratio. This improved the propellant atomization performance, resulting in a 6.78% increase in the average combustion efficiency. Furthermore, it was confirmed that the increased injection pressure drop due to the higher methane temperature can suppress low-frequency combustion instability.
Laser ignition tests were conducted in a porous injector combustor using LOX/LNG as propellants to analyze the effect of propellant valve sequencing on hard start and ignition delay. Under oxidizer-lead conditions, the increased cumulative oxidizer mass prior to ignition led to higher instantaneous pressure in the combustion chamber at ignition, leading to an increased risk of hard start. The high fuel injection velocity and low propellant mixture ratio at the fuel-lead and short oxidizer-lead conditions prevented the flame kernel from anchoring to the injector, causing ignition delays and ignition failures. The sequence where the oxidizer is pre-supplied for approximately 0.005 seconds is presented as the most suitable ignition condition in this study.
The results of this study provide experimental evidence and design guidelines for the design of a methane engine coaxial injector, the influence of propellant temperature, and the laser ignition sequence configuration. This can provide useful fundamental data for the future development of methane-based liquid rocket engines.

국문 초록 (Abstract)

본 연구는 3 톤급 메탄엔진을 모델로 설계된 500 N급 단일분사기급 연소기를 대상으로 연소특성을 실험적으로 규명하고, 분사기 설계변수와 작동 조건이 연소특성에 미치는 영향을 분석하였다. 이를 위해 모사 추진제를 활용한 상압 수류실험, 액체산소/기체메탄을 사용한 고압 연소시험, 그리고 추진제 분사의 온도를 변화시킨 연소시험을 수행하였다. 추가적으로 최근 차세대 점화 방법인 레이저 점화기를 활용한 LOX/LNG 연소기의 레이저 점화특성 연구를 수행하였다.
전단동축 분사기와 와류동축 분사기의 리세스 길이와 테이퍼 유무에 따른 수류특성을 확인하기 위해 물과 공기를 모사 추진제로 사용하는 상압 수류실험을 통해 분사차압, 유량계수, 분열길이, 분무각을 측정하였다. 연료 분사기는 리세스 길이가 길어지면 마찰 손실이 적어 분사차압이 작았다. 전단동축 분사기에서 리세스와 테이퍼의 존재는 추진제의 분열을 촉진시켜 분열길이가 짧아지는 경향을 보였다. 반면에 와류동축 분사기는 리세스와 테이퍼의 존재로 인하여 분열길이가 길어지고, 분무각이 커졌다. 분열길이와 분무각 결과를 통해 와류동축 분사기가 전단동축 분사기에 비해 미립화 성능이 우수하며, 연소성능도 우수할 것으로 판단된다.
단일분사기급 연소기에서 전단동축 분사기와 와류동축 분사기의 리세스 길이와 테이퍼 유무가 연소특성에 미치는 영향을 연소시험을 통해 확인하였다. 액체산소/기체메탄을 추진제로 사용하며, 설계점을 기준으로 다양한 연소실 압력과 혼합비 조건에서 연소시험이 수행되었다. 긴 리세스 길이를 갖는 분사기는 리세스 영역에서 추진제의 미립화와 혼합이 이루어져 연소효율과 열유속이 증가하였다. 테이퍼의 존재는 산화제 분사기 출구에서의 액체산소의 분사 속도를 감소시켜 기체메탄과의 모멘텀 플럭스 비가 커져 추진제의 분열이 촉진되어 연소효율이 증가하였다. 와류동축 분사기에서 테이퍼의 존재는 저주파 연소불안정을 억제하는 효과를 보였다. 마지막으로 와류동축 분사기의 연소효율과 열유속 결과가 전단동축 분사기보다 더 나은 결과를 보였다.
팽창식 사이클 메탄엔진에서 연료는 고온의 기체 상태로 연소실에 분사된다. 따라서 연료의 분사 온도 변경 연소시험을 통해 연료 온도가 연소특성에 미치는 영향을 확인하였으며, 추가적으로 액체산소의 분사 온도에 대해서도 확인하였다. 액체산소의 분사 온도가 130 K인 경우가 155 K인 경우보다 평균 특성속도 효율이 약 1.33% 높게 나타났으며, 이는 높은 산화제 온도에서 이상 유동으로 인한 분무 성능 감소에 기인한 것이다. 산화제 온도가 낮을수록 밀도는 증가하여 분사차압이 감소해 저주파 연소불안정에 취약해질 수 있다. 기체메탄의 분사 온도 증가는 분사속도와 모멘텀 플럭스 비를 증가시켜 연소효율이 향상되었으며, 분사차압 증가로 저주파 연소불안정을 억제할 수 있음을 확인하였다.
LOX/LNG를 추진제로 사용하는 다공성 분사기 연소기에서 레이저 점화시험을 수행하여 추진제 밸브 시퀀스가 하드 스타트 및 점화 지연에 미치는 영향을 분석하였다. 산화제 리드 조건에서 점화 전 누적 산화제 질량이 증가할수록 점화 순간 연소실의 순간 압력이 커져 하드 스타트 위험이 증가하였으며, 연료 리드 및 짧은 산화제 리드 조건에서는 높은 연료 분사 속도와 낮은 추진제 혼합비로 인해 화염 핵이 분사기에 안착되지 못해 점화 지연이 발생하였다. 본 연구의 조건에서는 산화제가 약 0.005초 짧게 선 공급되는 시퀀스가 가장 적절한 점화 조건으로 제시된다.
본 연구 결과는 메탄엔진 동축 분사기 설계, 추진제 온도의 영향, 그리고 레이저 점화 시퀀스 설정에 대한 실험적 근거와 설계 지침을 제공하여 향후 메탄 기반 액체로켓엔진 개발에 유용한 기초 자료로 활용될 수 있다.

목차 (Table of Contents)

• Ⅰ. 서 론 1
• Ⅱ. 단일분사기급 연소기 및 시험설비 7
• 2.1 단일분사기급 연소기 및 분사기 7
• 2.2 상압 수류실험장치 12
• 2.3 고압 연소시험설비 15
• Ⅲ. 상압 수류실험 및 분무특성 21
• 3.1 배경 및 목적 21
• 3.2 수류실험 조건 21
• 3.3 분무특성 23
• 3.3.1 분사차압 23
• 3.3.2 유량계수 26
• 3.3.3 분열길이 및 분무각 32
• Ⅳ. 동축형 분사기의 설계변수에 따른 연소특성 40
• 4.1 배경 및 목적 40
• 4.2 연소시험 조건 및 방법 43
• 4.3 연소시험 결과 44
• 4.3.1 연소시험 44
• 4.3.2 연소특성 51
• 4.3.3 연소실 압력 및 혼합비에 따른 연소특성 53
• 4.3.4 리세스 길이에 따른 연소특성 62
• 4.3.5 테이퍼 유무에 따른 연소특성 64
• 4.3.6 산화제 와류 분사 유무에 따른 연소특성 73
• Ⅴ. 추진제 분사 온도에 따른 연소시험 및 연소특성 75
• 5.1 배경 및 목적 75
• 5.2 단일분사기급 연소기 및 연소시험 조건 77
• 5.2.1 단일분사기급 연소기 77
• 5.2.2 연소시험 조건 79
• 5.3 연소시험 결과 81
• 5.3.1 연소시험 81
• 5.3.2 산화제 온도에 따른 연소특성 85
• 5.3.3 연료 온도에 따른 연소특성 89
• Ⅵ. LOX/LNG 연소기에서 레이저 점화기의 점화특성 93
• 6.1 배경 및 목적 93
• 6.2 점화시험 방법 및 조건 99
• 6.3 점화시험 결과 101
• 6.3.1 밸브 시퀀스 및 점화 지연 시간 101
• 6.3.2 추진제 질량 유량/혼합비 및 연료 분사 속도 106
• 6.3.3 하드 스타트 113
• 6.3.4 점화 지연 115
• Ⅶ. 결 론 117
• 참고문헌 122