Pintle injectors with intrinsic combustion stability and thrust control are promising candidates for application to reusable liquid rocket engines (LREs). Therefore, several research groups have previously investigated the shape factor of pintle injectors. However, pintle injectors have hardly been investigated under the supercritical pressure conditions in which advanced modern LREs operate. Therefore, this study investigates the geometric effects on combustion characteristics under supercritical pressure conditions. Toward this end, 70 bar combustion tests were performed using a combustion chamber with liquid oxygen and kerosene as propellants and a discontinuous oxidizer-centered two-row pintle injector . Then, the effects of the total momentum ratio (TMR) and blockage factor (BF) were experimentally explored using a combination of nine pintle injectors. In addition, a throttling combustion test was performed for 80 % , 60 %, 40 %, and 30 % thrust with a limited combination of pintle injectors. As a result of hot-firing tests in supercritical conditions, the characteristic velocity efficiency was higher than that in the subcritical combustion test at a similar BF. In addition, as in studies of subcritical combustion, a decrease in TMR improved efficiency. However, unlike under subcritical conditions, the decrease in TMR reduced the pressure perturbation ratio in the combustion chamber ($P^{'}/ P_C$). The BF determined by the aspect ratio of the second-row orifice also contributed to the change in efficiency. However, in the BF range considered in this study, the effect was insignificant compared to that of the TMR. The efficiency decreased by 1 %–2 % until 60 % thrust due to supercritical characteristic. It shifted from 40 % thrust to subcritical conditions and decreased by 3 % compared to that at 60 % thrust. At 30 % thrust, the TMR increased rapidly owing to the increase in the momentum of the oxidizer vaporized in the manifold, contributing to a 7 % decrease in efficiency compared to that at 40 % thrust. This decrease in efficiency increases the propellant mass flow rate required under each thrust condition, resulting in a pressure drop ratio of the injector to the combustion pressure ($\Delta P_{inj} ⁄ {P_C}$) that slows the reduction. This efficiency reduction allows the LRE to be throttled through a sufficient range by adjusting the mass flow rate with only the fixed-area pintle injector. Under 100 % thrust conditions, the heat flux in the combustion chamber is similar to that in the coaxial swirl injector cases. When throttling from 100 % to 30 %, the required fuel flow rate decreased by 65 %; however, the heat flow rate decreased by 85 %. It implies that the cooling is sufficient only with fuel used as a regenerative coolant in the throttling region. The low-frequency pressure perturbation caused by the liquid oxygen boiling had the most dominant effect on combustion stability. This perturbation is weakly correlated with the TMR and BF. Instead, it was greatly influenced by the degree to which the oxygen in the manifold approached the evaporation curve. The strong low-frequency pressure perturbation in the transition state has no differentiation under each thrust condition as the liquid oxygen temperature in the manifold is stabilized in the normal section above 40 % thrust. By contrast, under 30 % thrust, oxygen boiling continued upstream of the manifold even in a steady state. Due to this, the high momentum of oxygen passing through the pintle orifice as a gaseous state continued to increase the TMR and pressure fluctuations. Therefore, rough combustion continued to occur.
내재적 연소안정성과 추력제어 가능성을 가진 핀틀 분사기는 재사용 액체로켓엔진에 적용이 유망한 후보이다. 이에 과거 여러 연구그룹에서 핀틀 분사기 형상 인자에 대해 광범위한 연구를 수행하였다. 그러나, 고도화된 현대의 액체로켓엔진의 작동 영역인 초임계 압력조건에서의 핀틀 분사기 연구는 미흡한 실정이다. 이에 저자는 아임계 영역에서 식별된 핀틀 분사기 주요 형상 인자에 대하여 초임계 압력 조건에서의 연소 특성 연구를 수행하고자 하였다. 이를 위해 액체산소 및 케로신을 추진제로 하는 연소기와 산화제 중심의 불연속 2열 핀틀 분사기를 이용하여 70 bar 연소시험을 수행하였다. 이때, 9가지 핀틀 분사기 조합을 이용하여 총운동량비 (TMR)와 차단율 (BF) 효과를 실험적으로 탐구하였다. 또, 제한된 핀틀 분사기 조합에서 80 %, 60 %, 40 % 그리고 30 % 추력에 대한 스로틀링 연소시험을 수행하였다. 초임계 연소시험 결과, 유사한 차단율에서 아임계 연소시험 대비 높은 특성속도효율이 발생하였다. 또, 기존 아임계 연소시험과 유사하게 연료의 운동량 증가에 의한 총운동량비 감소는 특성속도효율을 개선하였다. 그러나, 아임계 조건과 달리 총운동량비 감소는 연소실 압력 섭동비 ($P^{'}/ P_C$)를 감소시키는 효과를 발생시켰다. 2열 오리피스의 세장비로 결정되는 차단율 역시 특성속도효율 변화에 기여하였으나, 본 연구의 차단율 범위에서는 총운동량비에 비해 그 영향력이 크지 않았다. 스로틀링 시험에서 60 % 추력까지는 초임계적 특성으로 인해 특성속도효율은 1–2 %로 감소하였다. 그러나 40 % 추력에서 아임계 조건으로 전환되며 60 % 추력 대비 3 % 감소하였다. 30 % 추력에서는 매니폴드에서 기화된 산화제의 운동량 증가로 총운동량비가 급격히 증가하며 40 % 추력 대비 7 %의 효율이 감소하였다. 이러한 특성속도효율의 감소는 각 추력조건에서 요구되는 추진제 질유량을 증가시켜 연소압 대비 분사기 차압비 ($\Delta P_{inj} ⁄ {P_C}$) 감소를 더디게 하는 효과를 가진다. 이는 고정 면적 핀틀 분사기를 사용한 액체로켓엔진의 스로틀링에서 공급 유량만을 조절하여 충분한 스로틀링 범위를 확보할 수 있도록 한다. 그리고, 100 % 추력조건에서 동일 연소실을 사용한 동축와류형 분사기 연소시험과 유사한 열유속이 발생하였다. 추력을 100 %에서 30 %로 스로틀링하는 경우 연료의 질유량은 65 % 감소하였으나 열유속은 85 %가량 감소하였다. 이는 종례의 연소기와 같이 연료를 재생냉각 유체로 활용할 경우, 스로틀링에서 별도의 추가적인 냉각기구를 필요로 하지 않음을 의미한다. 연소안정성에 미치는 영향은 산화제 끓음에 의한 저주파 섭동(chugging)이 가장 지배적인 것으로 나타났다. 이러한 저주파 섭동은 총운동량비 및 차단율과는 약한 상관관계를 가지고 있는 반면, 매니폴드 내에서의 산화제가 증발곡선에 접근한 정도에 크게 영향을 받았다. 천이구간에서의 발생한 강한 저주파 압력 섭동은 40 % 추력 조건 이상의 정상구간에서 매니폴드 내의 액체산소 온도가 안정화됨에 따라 각 추력조건에서의 차별성을 갖지 않게 되었다. 반면, 30 % 추력 조건에서는 정상상태에서도 산화제의 매니폴드 상류에서의 끓음이 유지되었다. 이로인해 기체상태로 핀틀 오리피스를 통과한 산소의 높은 운동량과 함께 총운동량비 및 압력 섭동증가가 이어지며 거친 연소가 지속적으로 발생하였다.
