Effects of Lip Thickness and Recess Length on Spray Characteristics in Gas Centered Double Swirl Injector for 400N Methane Rocket Engine

Abstract

The 400N class small rocket engine is widely used for applications such as apogee engine for geosynchronous satellite or attitude control engine for manned or unmanned spacecraft. Conventional small rocket engines have mostly used toxic and corrosive hypergolic propellants. In recent years, however, the development of reusable launch vehicles and manned space exploration projects have led to the development of small methane rocket engine in countries such as the United States, Russia, and China. Methane is a hydrocarbon but a cryogenic liquid, and oxygen / methane propellant is a non-hypergolic propellant that requires an igniter. Therefore, the properties of methane are different from any other propellants for small rocket engine that is currently in use or developed. Also, since the methane engine has a short history of development and there are few cases of actual use, it seems that proper method of propellant mixing and injector type have not been established. In this study, concept design of combustion chamber and injection system of small rocket engine with a single bipropellant injector was performed. Oxygen and methane are used as a propellant in this engine. After designing the geometry of the combustion chamber, the combustion patterns by the injection and mixing system according to the combination of the swirl and jet injectors were compared. The finite element analysis method was used for the comparison, and the type of the injector suitable for the engine was selected as the gas centered double swirl injector. This type of the injector was designed by calculating the individual geometry and performance of the liquid and the gas injector, and then coaxially arranging them. The spray characteristics of the coaxial injector according to the variation of the lip thickness of the gas injector and the recess length were investigated by cold test. In the case of the external mixing without the recess length, the droplet size decreased and the fluctuation of mass distribution was weakened as the lip thickness increased. When the recess length corresponds to the critical mixing, a flow of fine droplet like mist was observed inside the spray cone, which increased with decreasing lip thickness. When the recess length corresponds to the internal mixing, the atomization performance of the injector was lower than that of the critical mixing as a whole.

400N 급 소형 로켓 엔진은 정지궤도 위성의 원지점 엔진이나 유, 무인 우주선의 자세 제어용 등으로 널리 활용되고 있다. 기존 소형 로켓 엔진은 대부분 유독하고 부식성이 높은 자동점화성 추진제를 사용해 왔으나, 최근에는 재사용 발사체의 개발 및 유인우주탐사가 다시 시도되면서 미국, 러시아, 중국 등 우주 선진국에서 메탄을 연료로 하는 소형 엔진이 개발되고 있다. 메탄은 탄화수소이면서도 수소와 같이 극저온 액체에 속하며, 산소-메탄 추진제는 점화기가 필요한 비자동점화성이다. 따라서 그 특성은 현재 사용 중이거나 개발되었던 어떠한 소형 로켓 엔진용 추진제와도 다르다고 할 수 있다. 또한 메탄 엔진은 개발 역사가 짧고 실제 사용된 이력이 거의 없으므로 적합한 추진제의 혼합방식이나 분사기 형식이 정립되지 않은 것으로 보인다. 본 연구에서는 산소 / 메탄을 추진제로 하고 단일 이원 분사기를 가지는 소형 로켓 엔진의 연소실 및 분사 시스템의 기초 설계를 수행하였다. 연소실의 형상 설계 후 유한요소해석법을 통해 스월 및 제트 분사기의 조합에 따른 분무-혼합 시스템의 연소 패턴을 비교하였으며, 해석 결과에 따라 적합한 분사기의 유형을 기체 중심 이중 스월 분사기로 정하였다. 해당 형식의 분사기는 액체분사기 및 기체분사기의 개별적 성능과 형태를 계산한 후 산화제와 연료분사기를 동축에 배치하는 순서로 설계를 진행하였다. 수류 실험을 통해 기체 분사기의 립 두께와 리세스 길이의 변화에 따른 동축 분사기의 분무 특성을 확인하였으며, 리세스 길이가 없는 외부 혼합일 경우 립 두께가 증가할수록 액적의 크기가 감소하였고 시간에 따른 유량분포의 변동이 약화됨을 확인하였다. 리세스 길이가 임계 혼합에 해당할 경우 분무 원추 내부에 안개와 같이 미세한 액적으로 이뤄진 흐름이 관찰되었으며 이는 립 두께가 감소할수록 증가하였다. 리세스 길이가 내부 혼합에 해당할 경우 전체적으로 임계 혼합일 경우보다 분사기의 미립화 성능이 저하되었다.