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우주 발사체 시장이 민간시장으로 확대됨에 따라 로켓엔진의 성능과 더불어 효율에 대한 중요도 또한 높아지고 있다. 특히 분사와 동시에 확산이 단시간 내 발생하는 기체추진제와는 달리, 액체추진제는 연소반응에 도달하기까지 분열, 미립화, 기화, 그리고 혼합과 같은 다양한 유동 현상이 동반된다. 이러한 현상은 연소 안정성과 직결되므로, 고신뢰성 연소 시스템을 설계하기 위해서는 핵심 구성요소의 설계변수에 기인하는 연소특성에 대한 지식과 이해가 필요하다.

다양한 종류의 인젝터 중, 이중 스월 인젝터(bi-swirl injector)는 연료와 산화제 모두에 회전 운동을 유도하여 이들을 소용돌이 형태로 연소실에 분사시킨다. 이러한 구조는 액체추진제를 균일한 입자로 미립화시키는데 탁월하며, 안정된 연소를 가능케 한다[1-3]. 또한, 연소실의 축 방향으로 추진제를 분사시키는 전단형과는 다르게 추진제가 연소실의 접선 방향으로의 운동량을 가지고 있어 유동 체류 시간(flow residence time)이 늘어나 연소 효율이 우수하다. 이와 같은 장점들로 인해 이중 스월 방식은 RD-0110엔진을 포함한 대부분의 러시아 액체로켓엔진에서 주로 사용되고 있다[4,5]. 더불어, 우주개발선도국을 중심으로 이중 스월 인젝터의 내재적인 특성을 철저히 이해하기 위한 연구가 다양하게 진행되고 있으나, 인젝터에 대한 실험은 주로 특정 설계에 대한 성능을 특성화하는 데 중점을 두고 있다[6-11]. Fu [12]는 스월 인젝터의 내부 유동특성을 관찰하였으며, Wang [13]은 리세스의 증가가 분무에 긍정적인 영향을 미친다고 보고하였다. 그러나, 액체/액체 인젝터의 리세스 변이에 따른 분무특성과 연소성능을 비교 분석하는 연구는 현재까지 충분히 이루어지지 않았다. 따라서, 본 연구는 LOx/LNG 소형로켓엔진의 개발의 일환으로 이중 스월 인젝터에서의 분무특성과 연소성능을 분석하는 데 초점을 두었다.

이중 스월 인젝터의 개략도는 Fig. 1에 제시되며, 인젝터의 핵심 설계변수 중 하나인 리세스 수(Recess Number, RN)는 추진제 충돌 길이(collision length, l_c)에 대한 리세스 길이(recess length, l_r)로 정의되고, 리세스 수와 추진제 충돌 길이는 각각 Eq. 1과 Eq. 2로 표현된다.

Fig. 1 
Schematic of bi-swirl injector.

여기서, 리세스 수가 1인 경우를 기준으로 1보다 크면 인젝터의 리세스 영역(recess area) 내에서 추진제가 충돌하는 내부 혼합(internal mixing), 1이면 두 추진제가 인젝터의 끝단에서 충돌하는 팁 혼합(tip mixing), 1보다 작으면 추진제가 인젝터를 빠져나와 연소실에서 서로 충돌하는 외부 혼합(external mixing)이 발생한다. 따라서, 혼합의 형태에 기인하는 성능특성을 비교하여 최적의 리세스를 도출하고자 0에서 1.5까지 이산적으로 변하는 리세스 수의 인젝터에 대한 수류시험(cold-flow test)과 연소시험(hot-fire test)이 수행되었다.

장치 구성은 수행된 시험에 따라 크게 두 가지로 나뉜다. 먼저, 분무특성을 관찰하기 위한 수류시험 장치는 물 공급 장치, 분무 발생 시스템(spray generation system)으로 구성되고, 분무 시트(spray sheet)를 가시화하기 위해 역광시스템(back-light system)이 적용된 초고속 카메라(high-speed camera, HSC)와 DSLR이 사용된다. 촬영 장치로 획득된 이미지는 후처리(post-proce ssing) 과정을 통해 분열길이(breakup length)와 SMD (Sauter Mean Diameter) 산출에 사용된다.

다음으로, 연소시험 장치는 가압식 추진제 공급시스템, 정밀추력 측정장치(thrust measuring rig), 데이터 획득 및 제어장치(data acquisition & control system), 그리고 DSLR로 구성된다. 추력은 수직 방향 1 분력 측정 방식을 통해 획득되고, 이를 포함한 압력, 유량, 온도 등의 데이터는 100 Hz의 샘플링 속도로 실시간 저장된다.

시험에 사용된 추력실 조립체(thrust chamber assembly)는 이중 스월 인젝터, 연소실, 그리고 초음속 노즐로 구성되며 이들 모두 내열강도와 가공성이 우수한 STS316L로 제작되었다. 연소실은 앞서 수행된 연소시험[14]에서 채택된 1.71 m의 특성 길이(characteristic length)를 가지며, 노즐은 대기압에 의한 유동 박리(flow separation)를 고려하여 팽창비(expansion ratio)가 3.4인 벨 모양의 컷아웃 형상(cut-out shape)으로 설계되었다. 마지막으로, 이중 스월 인젝터의 내측과 외측 선회기(swirler)는 Fig. 1에서 보이는 바와 같이 모두 closed-type이 채택되었는데, 이 타입은 open-type보다 분무각(spray angle)이 더 넓고 미립화 성능이 우수한 특징을 가지고 있다. 또한, 두 선회기의 수축각(convergence angle)은 추천 값인 90도가 적용되었다[15].

수류시험 및 연소시험 조건은 Table 1에 요약된다. 시험에서는 리세스 수를 0에서 1.5까지 0.5의 간격으로 변화시킨 총 4개의 인젝터가 사용되었으며, 리세스 수에 따른 인젝터 리세스 영역은 Fig. 2에 비교된다. 스월 인젝터는 점성의 영향을 크게 받으므로[1], 이를 고려하여 포스트의 길이는 이론 설곗값과 최대한 유사하게 설정되었다.

Fig. 2 
Schematic of the recess area with varying RN.

내측 선회기의 분무특성은 선행연구[16]에서 상세히 살펴본 바 있으므로, 본 시험에서는 내측 선회기의 분사차압(pressure differential)은 40 psia로 고정된 조건에서 외측 선회기의 분사차압을 20 psia에서 60 psia까지 10 psia의 증분으로 변화시켜 외측 선회기의 분무특성을 분석하고자 하였다. 또한, 실제 추진제를 대신하고자 물이 모사 추진제(simulant)로 사용되어 양측의 선회기에 공급되었다.

연소시험은 화학양론비(stoichiometric ratio) 조건에서 수행되었으며, 액체 연료를 추진제로 사용하기에 앞서 이중 스월 인젝터를 통해 형성되는 메탄-산소 확산화염의 거동과 연소특성을 관찰하고자 점화지연이 상대적으로 짧은 기체메탄-액체산소 조합이 사용되었다. 추가로, 고온의 연소 가스에 의한 추력실의 열⋅기계적 손상을 방지하기 위해 연소시간은 모두 4초로 설정되었다.

본 연구에서는 LOx/LNG 소형로켓엔진 개발의 일환으로 이중 스월 인젝터의 분무특성 및 연소성능을 분석하고자 다양한 리세스 수 조건에서 수류시험과 연소시험이 수행되었다.

수류시험을 통해 리세스 수가 0과 0.5인 경우에서는 외부 혼합이, 1.0과 1.5인 경우에서는 각각 팁 혼합과 내부 혼합이 발생하는 것이 확인되었다. 외부 및 팁 혼합에서는 원뿔 형상의 분무 패턴이 형성되나, 내부 혼합에서는 축 방향의 강력한 대류 강도로 인해 전단형 인젝터의 분무 패턴과 유사한 거동을 보였다. 또한, 리세스 수가 0에서 1.0으로 증가함에 따라 분열길이와 SMD는 감소하는 경향을 보였으나, 그 후 리세스 수가 1.5로 진행됨에 따라 두 값 모두 큰 폭으로 증대되었다. 분무특성을 모두 종합해보면, 팁 혼합이 발생하는 1.0의 리세스 수인 경우에서 미립화가 가장 우수하고, 내부 혼합이 발생하는 리세스 수가 1.5인 경우에서는 미립화 성능이 가장 저조한 것으로 판단된다.

연소시험 결과, 외부 및 팁 혼합인 경우에서는 압력과 온도가 일관된 경향을 보였으며, 0에서 1.0까지 리세스 수가 증가함에 따라 엔진 성능은 향상되었다. 반면에, 내부 혼합에서는 극심한 연소 불안정으로 인해 압력 섭동이 발생하였으며, 연소실 온도가 앞선 경우보다 약 200 K 가량 낮게 측정되었다. 이러한 연소 불안정의 영향은 특성속도와 비추력에서도 관찰되므로, 내부 혼합에서의 연소성능은 매우 저조한 것으로 확인된다. 따라서, 연소성능은 수류시험의 분무특성과 일치하며, 팁 혼합에서의 분무특성 및 연소성능이 가장 우수한 것으로 판단된다.