Abstract
In most cryogenic liquid rocket engines, liquid oxygen manifold and injector are not thermally insulated from room temperature environment fur reducing system complexity and the weight. This feature of cryogenic liquid rocket engine results in the situation that cryogenic liquid oxygen flow is easy to be vaporized especially in the vicinity of the manifold and the injector wall. The research in this paper is focused on two-phase flow phenomena of liquid oxygen in rocket engine. Vapor fraction was estimated by comparing the measured two-phase flow pressure drop in engine manifold and the injector with ideal single phase pressure drop. Heat flux into cryogenic flow is estimated by measuring the wall temperature on the engine manifold to examine boiling characteristics. Suitable correlations for cryogenic two-phase flow were also reviewed to see their applicability. In addition, the effect of vapor generation in liquid rocket engine manifold and injector on engine performance and stability was considered.
액체 로켓 엔진 메니폴드 및 인젝터 부는 단열 사양을 적용할 경우 시스템이 복잡해지고 무게가 증가함으로 인해 일반적으로 단열 사양이 적용되지 않는다. 단열사양을 적용하지 않을 경우에 일어날 수 있는 문제는 액체산소의 온도 상승과 메니폴드 내부벽 및 인젝터에서 기체가 발생할 수 있다는 점이다. 본 연구에서는 극저온 액체산소를 산화제로 사용하는 KSR-III 액체로켓 엔진의 산화제 메니폴드 및 인젝터에서 측정된 압력 강하 값을 이용하여 발생된 기체 분율을 계산하였다. 액체산소 메니폴드 기체 분율 계산은 이상유동의 분리유동 모델을 활용하였고. 인젝터에서의 기체분율은 오리피스 모델을 활용하여 예측하였다. 이와 함께 메니폴드 열해석을 수행하여 비등현상에 대한 유동형태를 파악하였다. 또한 액체로켓 엔진내에서의 기체 발생이 로켓 엔진의 성능 및 연소 안정성에 미치는 영향에 대하여 간략히 고찰하였다.
