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Spray Structures in High Pressure Environment of Gas-centered Swirl Coaxial Injector for Staged Combustion Cycle Engines
다단 연소 사이클 엔진용 기체-액체 분사기의 고압환경에서의 분무구조

DC Field Value Language
dc.contributor.advisor윤영빈-
dc.contributor.author김종규-
dc.date.accessioned2017-07-13T06:09:15Z-
dc.date.available2017-07-13T06:09:15Z-
dc.date.issued2013-02-
dc.identifier.other000000008361-
dc.identifier.urihttps://hdl.handle.net/10371/118310-
dc.description학위논문 (박사)-- 서울대학교 대학원 : 기계항공공학부, 2013. 2. 윤영빈.-
dc.description.abstract케로신과 액체산소를 사용하는 다단 연소 사이클 엔진용 연소기에 적용하는 기체-액체 분사기의 분무특성을 연구하였다. 기본 연구로 우주발사체의 상단 엔진에 사용 가능한 추력 9톤급의 다단 연소 사이클 엔진용 연소기의 개념설계를 수행하였고, 그 결과로부터 본 연소기에 적용하는 다양한 리세스 길이를 갖는 기체-액체 분사기를 설계하였다.
리세스 길이와 모멘텀 플럭스 비가 기체-액체 분사기의 분무특성에 미치는 영향을 상압 및 고압 환경조건에서의 수류시험을 통해 실험적으로 연구하였다. 액체 연료와 기체 산화제는 각각 물과 기체 질소로 상사하였다.
수류시험을 통한 기체-액체 분사기의 분무특성을 파악하기 위해서는 모멘텀 플럭스 비, 밀도비, 혼합비 등을 실제 연소 조건과 상사시키는 것이 중요하다. 상압 수류시험 조건에서는 기체 질소의 유속과 모멘텀 플럭스 비를 실제 연소 조건과 동일하게 하였다. 그러나 상압조건에서는 기체 질소의 낮은 밀도로 인해 모멘텀 플럭스 비를 실제 연소 조건과 동일하게 상사시키면 액체의 유속이 매우 낮거나 혹은 기체의 속도가 매우 커져야 한다. 그러므로 모멘텀 플럭스 비를 상사시키는 기체-액체 분사기 수류시험은 고압 환경 조건에서 수행되어야 한다. 고압 챔버의 배압을 조절함으로써 기체와 액체의 모멘텀 플러스 비, 밀도비, 속도비 등을 실제 연소 조건과 유사하게 상사시켰다. 수류시험 결과 액체만 분사되었을 때 넓게 퍼지는 분무 형상이 기체와 동시에 분사되었을 때 제트의 형상으로 변화되었다. 리세스 길이가 긴 분사기의 경우 기체와 액체가 리세스 구역에서 충돌하면서 액체의 와류 모멘텀이 중앙의 기체 유속에 의해 감소하였고, 리세스 길이가 짧은 분사기의 경우 리세스 구역에서 기체와 액체가 충분한 혼합을 이루지 못하고 분사기 밖으로 분무되었다. 리세스 길이가 짧은 분사기의 경우 리세스 길이가 긴 분사기의 분무형상과 동일한 형상을 갖기 위해서는 더 큰 모멘텀 플럭스 비가 필요하였다. 모멘텀 플럭스 비에 따른 분무 축소비를 통해 내부 및 외부 혼합을 결정하는 임계 모멘텀 플럭스 비와 리세스 길이와의 상관관계를 도출하였다. 또한 모멘텀 플럭스 비와 리세스 길이에 따른 분무구조와 리세스 영역안에서 액막과 기체의 상호 영향을 정성적으로 파악하기 위해 상용 CFD 코드를 이용, 이상(two-phase) 유동에 대한 수치해석을 수행하였다. 수치 계산을 통한 분무구조는 고압 환경 조건에서의 시험 결과를 비교적 잘 예측하였다. 낮은 모멘텀 플럭스 비 조건에서 분사기 내부의 액막은 큰 교란 없이 빠져 나와 분사기 출구에서 분무각을 가지며 분무되고, 모멘텀 플럭스 비가 증가함에 따라 재순환 흐름과 같은 큰 스케일의 난류 유동 구조가 액막을 교란시키고 분사기 내부에서 액막의 미립화가 증가하였고, 노즐 출구에서 액체의 와류 강도가 낮아짐을 확인하였다.
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dc.description.abstractSpray structures of gas-centered swirl coaxial (GCSC) injectors were investigated for the staged combustion cycle engine using LOx/kerosene. A 9 tonf-class staged combustion cycle engine thrust chamber for the space launch vehicles upper stage were conceptually designed for a basic research. And then from the conceptual design results, the GCSC injector having various recess length adopted in this thrust chamber was designed by previous design methods-
dc.description.abstracthydraulics of swirl injector though ideal and viscous liquid theory and reference data.
The effects of the recess length and momentum flux ratio on the spray structures of GCSC injectors have been experimentally investigated through cold flow tests in an atmospheric and high pressure condition. The liquid fuel and gaseous oxidizer are simulated by water and gaseous nitrogen, respectively.
In order to investigate the spray structures of the GCSC injector through the cold flow test, it is important that the injection conditions such as momentum flux ratio, density ratio, and O/F ratio of the two propellants be matched to those of real hot firing. In the atmospheric cold flow test conditions, the velocity of the gaseous nitrogen and momentum flux ratio remain the same as those of the hot firing conditions. However, matching the same momentum flux ratio inevitably leads to a much lower axial velocity of water (too high velocity of gaseous nitrogen, otherwise) due to lower density of the gaseous nitrogen at atmospheric pressure. Therefore, the cold flow test of the GCSC injector should be performed in a high pressure environment condition for matching the momentum flux ratio. By elevating the chamber backpressure, the cold flow test conditions are adjusted to match the ratios of momentum flux, density, and velocity between the gas and liquid flows to those of the actual hot firing conditions. The results showed that the spray configuration which spreads widely in the case where the liquid is injected alone changes to a jet shape when the liquid and the gas are simultaneously injected. In the case of the injector with a large recess ratio, the liquid collides with the gas in the recess region and the swirl momentum of the liquid is decrease by the high velocity of the gas stream. On the other hand, the injector with a small recess ratio has the same gas velocity and swirl momentum of the liquid, but the liquid and the gas come out from the injector without sufficient mixing in the recess region. Also, the injector with the shorter recess needs a higher momentum flux ratio to have a similar spray structures to that with the longer recess. Based on the measured spray contraction parameters, the critical momentum flux ratio, which determines the near-injector spray structures as internal or external atomization, correlates to the recess ratio. In order to qualitatively investigate the effects of momentum flux ratio and recess length on the spray structures in the near-injector region and on the interaction between wall-bounded liquid film and central gaseous jets inside recess region, numerical simulation of two-phase flow has been performed using commercial CFD software. The numerical simulation predicts well the overall trend of spray structures observed experimentally from the high pressure cold flow tests. At the lower momentum flux ratio, the wall-bounded liquid film inside the injector exhibits a smooth interface and spreads as a conical sheet at the injector exit. As the momentum flux ratio increases, the large-scale turbulent flow structures such as recirculation zones distort the liquid film and enhance greatly the film-atomization inside the injector and loss in the swirl intensity of the liquid film is accelerated due to turbulent diffusion process.
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dc.description.tableofcontentsINTRODUTION 1

DESIGN OF A THRUST CHAMBER FOR STAGED COMBUSTION CYCLE ENGINE 8
2.1 Basic Conceptual Design 10
2.2 Contour of Combustion Chamber 12
2.2.1 Contour of Cylinder Part 12
2.2.2 Contour of Nozzle Part 13
2.2.3 Injector Array in the Faceplate of the Mixing Head 17

DESIGN OF A GAS-CENTERED SWIRL COAXIAL INJECTOR 18
3.1 Gas Injector Design 26
3.2 Liquid Injector Design 31

EXPERIMENTAL METHOD 34
4.1 Spray Imaging 34
4.2 Cold flow test facilities in atmospheric pressure 34
4.3 Cold flow test facilities in high pressure 36

SPRAY STRUCTURES OF GAS-CENTERED SWIRL COAXIAL INJECTORS 39
5.1 Background and Objectives 39
5.2 Experimental Conditions 42
5.3 Preliminary Cold Flow Test 45
5.4 Spray structures in atmospheric pressure conditions 48
5.5 Spray structures in high pressure conditions 52
5.5.1 Liquid injection (No gas) in high pressure condition 52
5.5.2 Gas-Liquid injection in high pressure condition 58
5.5.3 Effect of Momentum Flux Ratio (J) 61
5.5.4 Numerical Investigation of Two-Phase Flow inside Coaxial Injector 71

CONCLUSION 95

REFERENCES 98

DESIGN OF LIQUID SWIRL INJECTOR 107
A.1 Ideal Liquid Theory 107
A.2 Corrections of Design Parameter 116
A.2.1. Jet deformation 116
A.2.2 Viscous liquid theory and energy loss 118
A.2.3 Other friction losses 130

ABSTRACT IN KOREAN 137
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dc.formatapplication/pdf-
dc.format.extent8184068 bytes-
dc.format.mediumapplication/pdf-
dc.language.isoen-
dc.publisher서울대학교 대학원-
dc.subjectGas-centered Swirl Coaxial Injector-
dc.subjectStaged Combustion Cycle Engine-
dc.subjectThrust Chamber-
dc.subjectSpray Structures-
dc.subjectSpray Angle-
dc.subjectRecess Ratio-
dc.subjectMomentum Flux Ratio-
dc.subjectHigh Pressure Environment-
dc.subjectInternal atomization-
dc.subjectExternal atomization-
dc.subjectTwo-phase Flow-
dc.subject.ddc621-
dc.titleSpray Structures in High Pressure Environment of Gas-centered Swirl Coaxial Injector for Staged Combustion Cycle Engines-
dc.title.alternative다단 연소 사이클 엔진용 기체-액체 분사기의 고압환경에서의 분무구조-
dc.typeThesis-
dc.description.degreeDoctor-
dc.citation.pages138-
dc.contributor.affiliation공과대학 기계항공공학부-
dc.date.awarded2013-02-
Appears in Collections:
College of Engineering/Engineering Practice School (공과대학/대학원)Dept. of Mechanical Aerospace Engineering (기계항공공학부)Theses (Ph.D. / Sc.D._기계항공공학부)
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