Throttle-able rocket engines can be utilized for the precision maneuvers of spacecraft such as the space rendezvous and the soft landing on a planet, and can increase the mission flexibility reducing the risks in the space missions. A pintle injector system can be considered as one of the throttling techniques introducing a moving part such as the movable sleeve into the injector with additional advantages of the simple structure and the inherent combustion stability. As in the Apollo Lunar Module Descent Engine(LMDE), the existing throttle-able pintle injector system simultaneously utilized the injector and flow control valves such as the cavitating venturi valves. However, this type of system becomes complicated due to the necessity of the individual control of the fuel and oxidizer mass flowrates and the injector pressure drop. In this background, a sole-throttling pintle injector system without flow control valves was proposed for the simplicity for a small rocket engine that requires the shallow throttling condition where the maximum throttling ratio is 4 to 1 or 5 to 1. The sole-throttling pintle injector included the movable sleeve to simultaneously alter the fuel and oxidizer orifices. In this situation, the most important requirement is the satisfaction of an optimum range condition of the oxidizer-to-fuel(O/F) mass ratio in a throttling range with the sole moving component. In this viewpoint, the final objective of the study was the injector concept validation where the satisfaction of the requirement was demonstrated based on cold flow tests. The rated, or maximum, vacuum thrust condition was 1,000 N, and the targeted throttling range was 2 to 1 in this study. The injector was designed for applying to a hypergolic bipropellant thruster system. The process to determine the most appropriate throttling technique for the hypergolic thruster was preliminary performed using the analytic hierarchy process(AHP), where the utilization of the pintle injector system was finally determined, based on the results of a comprehensive literature survey for various throttling methods. In this study, a nontoxic hypergolic propellant combination of Stock 3 fuel, where sodium borohydride($NaBH_4$) was homogeneously blended into a mixture of energetic hydrocarbon solvents as the ignition source, and 95 wt% hydrogen peroxide($H_2O_2$) was used.
Prior to the design of the sole-throttling injector, the basic pintle injector structure was determined. First, the fuel-centered injection structure was selected in consideration of the stoichiometric oxidizer-to-fuel mass ratio of 5 for the Stock 3/95 wt% $H_2O_2$ combination. Second, the application of the sheet-sheet impinging structure was proposed instead of introducing the sheet-jet impinging structure which was conventionally utilized to minimize the reactive stream separation(RSS) effect when the existing highly-toxic hypergolic propellants were applied. This was because the ignition delay of the Stock 3/95 wt% $H_2O_2$ combination was approximately five times longer than that of the existing toxic propellants, which was favorable condition to suppress the RSS effect and simultaneously raised the concern about the occurrence of the hard start in the thruster operation, and the sheet-sheet impinging structure was presumed to be more effective structure from the viewpoint of the fast ignition for suppressing the hard start. At this point, two issues to be verified before designing the sole-throttling injector existed. First, the effectiveness of the sheet-sheet impinging structure, which has a relatively large continuous reaction area, in reducing the ignition delay should be verified compared to the sheet-jet impinging structure which has an advantage of the relatively high impinging momentum. Second, the uniform liquid propellant injection through the injector should be verified in the throttling condition where a substantially high injector pressure drop and a tiny injector orifice gap are expected with the sole-throttling injector system.
In order to verify the first issue, subscale open chamber ignition tests were performed with planar propellant injection elements. The five types of impinging pairs, which include both the sheet-sheet and sheet-jet impinging structures, were prepared in the manner that the impinging area and the impinging momentum were simultaneously and gradually changed, and the ignition delays were measured from the impinging tests. Although some fast ignition cases were also observed among the sheet-jet impinging cases due to the positive effect of the impinging momentum increase despite the impinging area reduction, the sheet-sheet impinging type showed the shortest average ignition delay with the lowest deviation, which indicated the fastest and most stable ignition characteristics.
In order to verify the second issue, cold flow tests using 95 wt% $H_2O_2$ were representatively performed through the variable-area sheet-injection oxidizer orifice, or the continuous-radial orifice, in the basic structure of the sole-throttling injector considering the throttling conditions. The tests were performed with a relatively short orifice of 1-mm length, which was similar with the sharp-edged type, and a relatively long orifice of 23-mm length introduced as a possible alternative to the short orifice case with the intent to acquire lowered discharge coefficients and the expanded orifice gaps. The average surface roughness of both orifices was $1.6 \mu m$. The hydraulic characteristics maps showing the relation among the oxidizer mass flowrate, the orifice gap size, and the injector pressure drop were acquired from the tests with the long and short orifices. The required gap sizes for several throttling ratios in the long and short orifice cases were estimated from the maps considering the extended throttling range of 4 to 1. The required orifice gap size in the long orifice case was always larger than that in the short orifice case based on the same throttling ratio owing to the lowered discharge coefficients. The liquid injection characteristics were qualitatively analyzed with the focus on the injection uniformity. The transition from the uniform annular sheet injection to injection of jets with the sheet was observed as the decreased orifice gap size reached approximately 0.2 mm in both cases. The liquid injection in the short orifice case was far more uniform compared to the long orifice case in the jet-sheet injection region, which was mainly attributed to the relative robustness to a possible small imbalance of the orifice flow path to the injector central axis owing to the short flow path. The uniformity of the short orifice case was reasonably good even in the extremely tiny gap condition of the 4 to 1 throttling ratio. The feasibility of attaining the uniform sheet injection for the shallow throttling condition was able to be further discussed assuming the adjustment of the operating conditions in the favorable direction and the improvement of the flow path structure near the orifice based on the use of the general short orifice type.
Based on the acceptability of the sheet-sheet impinging structure, the design of the sole-throttling pintle injector was performed. Referring to the existing study case for the Korea lunar lander mission and the specification of the Apollo LMDE engine, the injector was designed to satisfy the optimum O/F mass ratio range from 4.28 to 4.36 at two operating points. In this study, the rated thrust condition and the 2 to 1 throttling condition were designated as the two operating points. The main design parameter was determined as the inclination angle of the fuel main orifice, and the general design parameters related to the pintle injector such as the total momentum ratio(TMR) and the skip distance were also considered in designing the injector. From the basic cold flow tests performed with Stock 3 fuel and three fuel main orifice modules where each inclination angle was 0, 40, and $70^\circ$, the hydraulic characteristics maps were constructed like the cold flow test cases performed with 95 wt% $H_2O_2$, and the required orifice gap difference between the two operating points was obtained for each inclination angle condition. Based on the results, the inclination angle for equalizing the required orifice gap differences between the two operating points for each fuel and oxidizer orifice was determined as $55^\circ$. The final cold flow test using Stock 3 fuel was performed reflecting the design angle of $55^\circ$ for the injector concept validation. Based on the cold flow test results performed with the $55^\circ$ fuel main orifice and the short orifice in the oxidizer flow path, the balance analysis for the overall operating conditions were performed for the throttling range between the rated thrust generation point and the 2 to 1 throttling point considering the situation where the sole moving structure, or movable sleeve, simultaneously adjusted both the fuel and oxidizer orifices. As a result, the satisfaction of the optimum O/F ratio range at the rated thrust generation point and the 2 to 1 throttling point was confirmed, and this was valid even when the variation of the thruster $C^*$ efficiency from 85% to 95% was considered in the analysis. The maximum variation of the O/F ratio in the off-design throttling region between the two operating points was approximately 13.4% based on the optimum O/F mass ratio of 4.32. In spite of the O/F ratio deviation over the optimum range in the off-design throttling region, the overall thrust condition in the off-design region was able to be almost the same with the ideal thrust condition calculated based on the optimum operating condition with an error of approximately 1%, by adjusting the sleeve following the required orifice gap conditions obtained from the oxidizer flow test with the short orifice. TMR was imaginarily adjusted by independently varying the direction of the momentum of the oxidizer flow by changing the sleeve tip angle, and the proper range between 0.7 and 1.3 was satisfied throughout the whole throttling range. An additional design study was performed based on the existing cold flow test results for improving the O/F ratio conditions in the off-design throttling region. The fuel and oxidizer injector pressure drops at the rated thrust condition were considered as the additional design parameters. As a result, it was confirmed that the maximum variation of the O/F ratio in the off-design region was substantially decreased from 13.4% to 3.7% under the condition where the oxidizer and fuel injector pressure drops and the inclination angle of the fuel main orifice were 2 bar, 3.6 bar, and $69.7^\circ$, respectively.
추력 제어가 가능한 로켓 엔진은 상황에 따른 추력 크기의 조절을 통해 정밀 기동을 요구하는 우주 임무의 수행을 가능케 하고, 임무 유연성이 증가하여 목표 달성에 있어서의 리스크를 줄이는 데 기여할 수 있다. 본 연구는 우주비행체용 로켓 추진기관의 추력 제어 특성에 초점이 맞추어졌으며, 우수한 (재)점화 신뢰성 및 저장성, 간단한 시스템 구성으로 우주 임무 수행에 있어서 강점을 지님과 동시에 기존 맹독성 추진제 대비 친환경성이 부가된 저독성 접촉점화성 이원추진제 추력기 시스템을 대상으로 하였다.
일차적으로 접촉점화성 이원추진제 추력기 시스템에 적합한 추력 제어 방식을 결정하기 위해, 기존 문헌 및 연구 사례 조사 결과를 바탕으로 다양한 추력제어 방식에 대한 고찰을 수행하였다. 다기준 의사결정 문제 해결 방식 중 하나인 계층화 분석 절차(AHP)를 수행하여, 7가지 추력 제어 방식에 대해 이원추진제 추력기 시스템에 대한 적합성, 추진 성능 및 추력 제어 특성 등과 관련한 11가지의 평가 항목을 기준으로 정량적 평가를 수행하였다. 결과적으로 핀틀 인젝터의 활용을 접촉점화성 이원추진제 추력기에 가장 적합한 추력 제어 방식으로 선정하였다.
기존 추력 제어용 핀틀 인젝터 시스템의 경우 캐비테이팅 벤츄리 밸브 등과 연동하는 형태로 사용되어 왔으나, 전반적인 시스템 측면에서 복잡해지는 단점이 존재한다. 이에 착안하여 단독 추력 제어 요소로써 핀틀 인젝터의 활용 가능성 검증을 제안하였다. 기본적으로 핀틀 인젝터 내부의 슬리브 구조체가 연료 및 산화제 오리피스를 동시에 조절할 수 있는 구동 요소로 사용되며, 추력 제어 수준이 상대적으로 낮은 얕은 추력 제어(Shallow throttling) 조건이 적용되는 소형 추진시스템을 대상으로 하였다. 본 단독 추력 제어용 인젝터 개념 검증의 핵심은 슬리브 1개의 구동으로 추력 제어 시 일정 O/F 비 허용 범위를 만족할 수 있는지 여부를 확인하는 데에 있으며, 이에 실매질 분사 실험을 통한 핀틀 인젝터의 수력학적 특성 검증에 최종적인 연구 목표를 두었다. 설계 검증을 위한 정격 추력 조건은 진공 기준 1,000 N, 추력 제어 목표 수준은 2:1로 설정하였으며 연료로 탄화수소 계열 고에너지 용매 혼합물에 $NaBH_4$가 점화제로 혼합된 Stock 3를, 산화제로 95 wt% 과산화수소를 사용하는 저독성 접촉점화성 이원추진제 조합을 활용하였다.
단독 추력 제어 요소로써의 설계에 앞서 핀틀 인젝터의 기초 추진제 분사 및 충돌 형태를 결정하였다. Stock 3/95 wt% $H_2O_2$ 조합의 화학량론적 반응비 5를 고려하여 연료 중심 분사 방식을 채택하였다. 추진제 충돌 형태의 경우, Stock 3/95 wt% $H_2O_2$ 조합의 점화 지연시간이 기존 맹독성 추진제 대비 약 5배 수준으로 상당히 긴 동시에 본 연구에서 추진제 분리 현상(RSS)을 억제하기 용이한 조건임을 감안하여, 기존 접촉점화성 추진시스템에서 RSS 현상 억제를 위해 활용되던 액주-액막 충돌 방식을 대체하여 빠른 반응 및 추력기의 하드 스타트(Hard start) 억제에 보다 유리할 것으로 판단되는 액막-액막 충돌 형태의 적용을 제안하였다. 본 시점에서 단독 추력 제어용 핀틀 인젝터의 설계에 앞서 사전에 검증되어야 하는 사항은 크게 2가지로 나뉘었다. 첫 번째로, 반응 면적의 확보 측면에서 강점을 지닌 액막-액막 충돌 방식이 반응 모멘텀 측면에서 강점을 지닌 액주-액막 충돌 방식에 비해 점화지연 시간의 단축에 효과적인 구조인지에 대한 검증이 필요하다. 두 번째로, 단독 추력 제어 요소로써의 활용 시 저추력 구간에서 예상되는 높은 인젝터 차압이 핀틀 인젝터 오리피스 간극을 지나치게 작게 하여 균일한 액상 추진제의 분사를 저해하지 않는지 확인되어야 한다.
첫 번째 검증 사항의 확인을 위해, 개방 공간에서 기초 분사 요소를 사용한 접촉점화성 추진제 충돌 실험을 수행하였다. 이는 정격 추진제 유량 대비 약 5배 축소된 스케일에서 핀틀 인젝터의 분사 형태를 모사한 평면형 추진제 분사요소를 사용하여 수행되었으며, 추진제 충돌 면적 및 모멘텀을 변화시킨 총 다섯 쌍의 액막-액막 및 액주-액막 충돌 구조에 대해 점화 지연시간을 측정하였다. 모멘텀 증가가 점화 지연시간에 미치는 긍정적인 효과로 인해 추진제 충돌 면적의 감소에도 불구하고 우수한 점화 지연시간을 보이는 액주-액막 충돌 사례도 존재하였으나, 결과적으로 액막-액막 충돌 구조가 평균 점화 지연시간이 가장 우수하면서 점화지연 시간의 편차가 가장 작은 안정적인 점화 특성을 보임을 확인하였다.
두 번째 검증 사항의 확인을 위해, 추력 제어 조건을 고려하여 산화제 유로 내 액막 토출형 오리피스에 대한 실매질 분사 실험을 수행하였다. 기초적인 형태의 슬리브 구동형 핀틀 인젝터를 제작하고, 인젝터 내 슬리브 외 구조 요소들을 적합하게 고정하기 위한 방식을 고안하였다. 추진제 분사를 위해 질소 가압 형태의 추진제 공급시스템을 구축하였다. 일반적인 샤프 엣지(sharp-edged) 형태에 가까운 길이 1 mm의 짧은 오리피스(short orifice)와 함께 길이 23 mm의 상대적으로 긴 오리피스(long orifice)에 대한 실험을 병행하여 진행하였으며, 긴 오리피스의 경우 동일 실험 조건에서 유량계수 저하 및 오리피스 간극의 확보에 이론적으로 유리한 구조로 짧은 오리피스 형상에 대한 대안으로 도입되었다. 양 오리피스의 평균 표면 거칠기 조건은 1.6 $\mu m$였다. 핀틀 인젝터 추력기의 정격 설계 사양 및 추진제 공급시스템 특성을 토대로 4:1로 확장된 조건의 얕은 추력 제어 조건 범주에서 추력 제어 수준별 요구 산화제 유량 및 인젝터 차압 조건을 결정하였다. 실험 조건을 변화시키면서 양 오리피스 구조에 대한 인젝터 차압, 오리피스 간극, 유량의 상관관계를 각각 맵핑(mapping)하였으며, 이를 기반으로 각 오리피스 형태에서 추력 제어 조건별로 요구되는 간극 크기를 도출하고 추력 제어 조건별 추진제 균일 분사 여부를 정성적으로 관측하였다. 긴 오리피스 형상을 적용한 경우 낮아진 유량계수로 인해 더욱 큰 오리피스 간극 확보가 가능하였으나 추력 제어 수준이 증가함에 따라 추진제 분사의 불균일성이 심화되었다. 이는 방사형 대칭 형상 유지의 측면에서 긴 오리피스 형태가 인젝터의 중심축 편차에 대해 상대적으로 민감한 구조인 데에 주로 기인하는 것으로 사료되었다. 반면, 짧은 오리피스 형태를 적용한 경우 4:1 추력 제어 조건인 공칭 간극 0.02 mm 조건까지 액막 및 액주가 혼합된 형태의 추진제가 비교적 균일하게 분사됨을 확인하였다. 추가적인 고찰을 통해, 향후 인젝터 작동 조건 및 내부 유로 형상이 개선될 경우, 얕은 추력 제어 범위로 운용되는 단독 추력 제어용 핀틀 인젝터에서 샤프 엣지형에 가까운 일반적인 오리피스를 균일 액막 분사용으로 활용 가능함을 확인하였다.
앞서 검증한 액막-액막 충돌 구조의 적용 타당성을 기반으로 단독 추력 제어요소로써의 활용을 위한 핀틀 인젝터 설계를 수행하였다. 대한민국 달 착륙선 임무 연구 사례의 추력 제어 프로파일 및 아폴로 달 착륙선 엔진 연구 사례에서의 허용 O/F 비 변동 수준을 참고하여, 일차적으로 정격 추력 조건 및 2:1 추력 제어 지점 등 2 지점에서 본 연구의 최적 O/F 비(4.32)의 $\pm1%$ 범위에 해당하는 4.28~4.36의 정격 O/F비 범위 만족을 목표로 하였다. 핀틀 인젝터 추력기의 정격 설계 사양 및 추진제 공급시스템 특성을 토대로 1:1, 1.25:1, 1.5:1, 1.75:1, 2:1 등 5개의 추력 제어 지점별 요구 연료 및 산화제 유량, 요구 연료 및 산화제 인젝터 차압 조건을 결정하였다. 추력 제어 시 정격 O/F 비 범위 만족을 위한 주 설계 변수로 연료 주 오리피스 각도를 선정하였으며, 핀틀 인젝터의 일반적 설계 변수인 총 운동량 비(TMR) 및 Skip distance의 조정을 함께 고려하였다. 유량 계수가 1인 이상적 상황을 가정하여 단독 추력 제어용 핀틀 인젝터의 작동 특성 분석을 수행하였으며 연료 실매질 분사 실험 수행 범위를 설정하였다. 연료 주 오리피스 각도 0도, 40도, 70도에 대한 실매질 분사실험을 수행하여 인젝터 차압, 오리피스 간극, 유량의 상관관계를 각각 맵핑(mapping)하였다. 이를 기반으로 연료 주 오리피스 각도에 따른, 정격 추력 조건에서 2:1 추력 제어 조건으로의 전환에 요구되는 오리피스 간극 이동량의 추세선을 도출하였다. 이로부터 짧은 산화제 오리피스의 요구 간극 이동조건을 연료 측 이동 조건과 맞출 수 있는 연료 주 오리피스 각도(약 55도)를 도출하고, 이를 반영하여 2 지점에서 정격 O/F 비 범위를 충족할 수 있음을 검증하기 위한 최종 연료 실매질 실험을 수행하였다. 연료 및 산화제 실매질 실험 결과를 종합하여 단일 슬리브 구동 상황을 반영한 추력 제어 지점별 작동 조건 간 밸런스 재정립 분석을 수행하였다. 결과적으로 본 설계 방식을 통해 정격 추력 조건 및 2:1 추력 제어 지점에서 정격 O/F 비 범위인 4.28~4.36 조건을 만족할 수 있음을 확인하였으며, 이는 90% 특성 속도 효율($C^*$ efficiency)을 기점으로 $C^*$ 효율이 85-95% 범위에서 변화하는 상황에서도 유효하였다. 2 지점 외 비설계 추력제어 구간에서의 O/F 비 최대 변동 수준은 최적값 대비 약 13.4%였으며, 슬리브 이동이 산화제 오리피스 요구 간극 조건에 맞추어 이루어지는 경우 비설계 구간에서의 O/F 비 변동이 발생하더라도 최적 작동 조건에 기반한 이상(ideal) 추력 조건 대비 약 1% 수준의 적은 오차로 추력을 발생시킬 수 있음을 확인하였다. 일반 설계 변수 중 액막-액막 충돌 구조와 연관되어 가장 중요한 TMR의 경우, 토출되는 산화제 모멘텀의 방향을 슬리브 끝단 경사부의 각도 변화를 통해 독립적으로 조정함으로써 0.7~1.3의 적정 범위를 만족할 수 있음을 확인하였다.
추가적으로 우주 임무 수행 시 상황에 따른 유연성을 증가시키고, 일정 범위 내 연속 추력제어 프로파일 적용 시 O/F 비 변동을 보다 줄이기 위한 목적으로, 2 지점 외 비설계 추력제어 구간에서의 작동 O/F 비 조건 개선 방안을 탐색하였다. 정격 인젝터 차압을 추가 설계 변수로 설정하여 기존 실매질 실험 결과에 기반한 디자인 스터디를 수행하였으며, 산화제 정격 인젝터 차압 2 bar, 연료 정격 인젝터 차압 3.6 bar, 연료 주 오리피스 경사각도 $69.7^\circ$조건에서 비설계 추력제어 구간 내 O/F 비 최대 변동 수준이 기존 약 13.4%에서 약 3.7%로 크게 감소할 수 있음을 확인하였다.
