Effects of Reverse Injection applied in Pintle Injector for 400N GCH4/LOX Rocket Engine

Abstract

Pintle injector is an axisymmetric bipropellant-impinging injector, which has suitable characteristics for throttleable rocket engines. Especially, pintle injector was utilized in lunar module descent engine (LMDE) and Merlin engine for Falcon series launchers of Space X. Due to their favorable characteristics and reliable performance, interest for pintle injector has been recently renewed and grown rapidly. Many studies have focused on the correlation between spraying conditions and spray or combustion characteristics for pintle injector. However, there is no previous study that focuses on the correlation between spray and combustion characteristics due to the difficulties in controlling each spray characteristics individually. This research proposes an alternative method to individually control two major spray characteristics; spray angle and droplet size. For control group, a 400 N gas-liquid pintle injector for liquid oxygen and gas methane is designed and its spray characteristics are evaluated. In sequence, reverse injection idea and its design are presented to increase spray angle while maintaining the droplet size, represented by the Sauter mean diameter (SMD). As an experimental group, the spray characteristics of the reverse injection tip are compared with the control group data. The spray characteristics of each group are evaluated through atmospheric cold flow tests using water and air as simulants for liquid oxygen and gas methane. Spray angle and SMD are measured using the shadow method, with appropriate optics and cameras. In this study, the reverse injection tips are designed to have identical reverse injection effect as the throttling level changes. The design was proposed to decouple two spray characteristics, spray angle and droplet size, and to enable the parametric study on the correlation between spray characteristics and combustion characteristics. The reverse injection functioned properly, increasing the spray angle of the injector as intended without changing the droplet size. Furthermore, empirical equation correlating the spray angle and reverse injection angle was obtained.

핀틀 분사기는 축대칭 형상의 이원 추진제 충돌형 분사기의 일종으로, 가변추력 로켓 엔진에 적합한 특성을 갖고 있습니다. 특히 핀틀 분사기는 Space X의 Falcon 계열 발사체에 사용된 Merlin 엔진이나 미국 달착륙선의 착륙용 엔진 등에 사용되었습니다. 핀틀 분사기는 높은 신뢰도와 매력적인 장점들에 힘입어 최근 많은 관심을 받고 있습니다. 많은 연구들이 핀틀 분사기의 분무 조건과 분무 또는 연소 특성에 초점을 맞춰 진행되었습니다. 그러나 분무 특성과 연소 특성 사이의 관계에 대한 연구는 일찍이 이루어지지 않았습니다. 이는 각각의 분무 특성들을 독립적으로 조절하는 것이 쉽지 않기 때문입니다. 본 연구에서는 가장 널리 사용되는 두 가지 대표적인 분무특성인 분무각과 액적 크기를 독립적으로 조절하기 위한 대안을 모색하는 것을 목표로 했습니다. 400N 급의 GCH4/LOX 로켓 엔진에 사용되는 일반적인 핀틀 분사기(평분사)를 대조군으로 삼아 그 분무 특성을 수류시험을 통해 정량적으로 파악했습니다. 이어서 역분사 개념과 역분사 핀틀 팁의 설계가 제안되었고, 실험군으로서 서로 다른 역분사 각도를 갖는 두 개의 역분사 핀틀 팁이 제작되어 대조군과 동일한 방식으로 그 분무 특성이 평가되었습니다. 분무 특성 평가는 그림자 기법으로부터 얻은 사진을 활용했으며, 액적 크기는 대표값으로 Sauter Mean Diameter (SMD)를 택하여 사용했습니다. 수류시험에서는 기체메탄을 공기로, 액체산소를 물로 모사하여 진행했습니다. 본 연구에서는 특히 역분사 핀틀 팁이 추력이 변화함에 따라서 그 역분사 각도가 일정하게 유지될 수 있도록 설계 되었습니다. 실험 결과, 역분사 핀틀팁은 애초에 목표한 대로 오직 분무각만을 증가시키며 액적 크기는 그대로 보존함을 알 수 있었습니다. 또한 역분사 각도와 분무각 변화 사이의 경험식도 얻을 수 있었습니다.