Airblast 방식을 사용하는 인젝터는 높은 공기 질량 유량과 분무되는 연료 대비 높은 속도를 이용하여 액적의 미립화를 유도한다. 압력식 인젝터와는 달리 낮은 인젝터 차압 조건에서도 미립화가 가능하다는 장점이 있으며 높은 공기량과 속도를 이용할 수 있는 조건인 항공용 가스터빈기관에서 주로 사용된다. 최근 강화되는 배기가스감축 규제에 따라서 저공해 항공용 인젝터가 연구되고 있으며 airblast 인젝터는 높은 공기량을 활용한 희박연소에 적합한 것으로 주목받고 있다. Airblast 방식의 인젝터 중에서 prefilming 방식을 채택한 인젝터는 낮은 차압에서도 효과적으로 액막을 형성하고 미립화 할 수 있어 NOx와 같은 공해 배출물을 줄이기 위한 수단으로 채택된다. 반경 방향 스월러의 경우 다중 분사 방식 및 수직 분사 제트 방식을 채택할 때 주 분사기의 스월러로 사용되며 연소 내부 화염 안정화에 있어 큰 영향을 끼친다.
본 연구에서는 airblast 방식의 prefilming 인젝터를 설계하고 제작하여 다양한 분사 조건과 슬릿의 형상에 대하여 해당 인젝터의 특성과 액막 형성 기구를 분석하였다. 또한 반경 방향 스월러를 설계 및 제작하여 다단 연소 방식을 채택한 인젝터를 설계하였으며, 스월러의 스월수가 분무 특성에 미치는 영향을 연구하였다. 반경 방향 스월러가 장착된 prefilming 인젝터를 다양한 공기-연료비(AFR) 조건에서 인젝터의 성능 지표인 평균 액적 지름(SMD)를 측정하고 기하학적 인자 및 스월수가 SMD에 미치는 영향을 연구하였다. 해당 인젝터의 연소 특성을 알아보기 에탄올을 연료로 사용하고 풍동기의 공기를 사용하는 연소기를 설계 및 제작하여 연소 가시화를 진행하였다. 가시화를 통해 액체 및 공기의 유량 조건과 인젝터의 기하학적 형상 및 SMD가 화염의 형상과 온도에에 미치는 영향을 규명하였다.
Prefilming 보조 인젝터 실험에서는 다단 인젝터에서 보조 인젝터만 작동하는 특정 조건에서 모사 연료로 물을 사용하고 질량 유량의 증가와 인젝터의 기하학적 형상 조건인 슬릿의 개수와 각도에 따라 액막 분열길이와 각도를 분석하고 타 연구와 비교하여 해당 인젝터의 액막 형성 특성을 예측할 수 있는 실험식을 제시하였다. 또한 그 분열 특성을 연구하고 prefilming 인젝터가 가지는 슬릿 형상에 대한 SMD 경험식을 도출하였다.
반경 방향 스월러를 제작하여 주분사기가 작동되지 않고 prefilming 보조 인젝터만 작동되는 특정 조건을 모사하였으며 해당 조건에서 다양한 AFR 조건과 기하학정 형상 및 반경 방향 스월러의 스월수에 따른 SMD를 입도 회절 분석기를 통해 측정하고 해당 관계를 실험식을 통해 규명하였다. Prefilming 보조 인젝터의 슬릿 개수 및 각도는 SMD에 영향을 미치는 영향을 파악하였다. 슬릿 개수 및 각도의 증감이 SMD에 영향을 미치며 그 영향은 크지 않음을 규명하였다. 스월수가 클수록 주 분사기에서 유입되는 유동이 보조 인젝터를 통해 유입된 액적에 미치는 영향이 작아지는 것을 SMD의 측정을 통해 보였으며, 동일 액체 유량 조건에서 AFR이 증가할수록 SMD가 급격하게 감소함을 통해 인젝터로 유입되는 공기량이 SMD에 가장 지배적인 변수임을 규명하였다.
해당 인젝터를 장착한 연소 실험에서는 에탄올을 사용한 희박 연소 조건에서 CH* 화학 자발광 촬영과 고속카메라 화염 가시화를 진행하였으며 촬영된 CH* 화학 자발광 이미지의 분석을 통해 스월유동이 화염의 위치 및 연소 영역에 미치는 영향을 파악하였다. 고속 카메라를 통한 화염 가시화를 통해서는 스월수가 증가함에 따라 재순환 영역의 크기가 증가하는 것을 확인하였다. 또한 가시화 및 에탄올의 특성을 이용하여 희박 연소 영역과 농후한 연소 영역을 청색 화염과 황색 화염을 통해 재순환 영역에서 농후한 연소 영역이 형성됨을 확인하였다. 동일 AFR에서는 공기 및 연료의 운동량이 증가할수록 스월 유동이 쉽게 발달함을 확인하였으며 공기와 연료가 만나는 지점인 경계층에서 더욱 활발한 연소반응이 일어남을 보였다.

Injectors using the airblast method induce atomization of droplets by using a high air mass flow rate and a high velocity compared to the atomized fuel. Unlike pressure-type injectors, it has the advantage of being able to atomize even under low injector differential pressure conditions, and is mainly used in aviation gas turbine engines where high air volume and speed can be used. In accordance with recently strengthened exhaust gas reduction regulations, low-emission aviation injectors are being studied, and airblast injectors are attracting attention as being suitable for lean combustion using high air volume. Among airblast-type injectors, injectors adopting the prefilming method can effectively form a liquid film and atomize even at a low differential pressure, so they are adopted as a means to reduce pollutant emissions such as NOx. In the case of a radial swirler, it is used as a swirler for the main injector when adopting a multi-injection method and a vertical injection jet method, and has a great effect on stabilizing internal combustion flames.
In this study, an airblast type prefilming injector was designed and manufactured, and the properties and liquid film formation mechanism of the injector were analyzed for various injection conditions and slit shapes. In addition, a radial swirler was designed and manufactured, an injector adopting a multi-stage combustion method was designed, and the effect of the swirl number of the swirler on the spray characteristics was studied. The average droplet diameter (SMD), which is a performance indicator of the injector, was measured under various air-fuel ratio (AFR) conditions for a prefilming injector equipped with a radial swirler, and the effect of geometric factors and swirl number on SMD was studied. To investigate the combustion characteristics of the injector Combustion was visualized by designing and manufacturing a combustor that uses ethanol as fuel and air from a wind turbine. Through visualization, the effects of liquid and air flow conditions, injector geometry, and SMD on flame shape and temperature were identified.
In the prefilming pilot injector experiment, water was used as a simulated fuel under a specific condition in which only the pilot injector operated in a multi-stage injector, and the length and angle of liquid film breakup were analyzed according to the increase in mass flow rate and the number and angle of slits, which are the geometrical conditions of the injector. In comparison with the research, an empirical formula that can predict the liquid film formation characteristics of the injector is presented. In addition, the splitting characteristics were studied and the SMD empirical formula for the slit shape of the prefilming injector was derived.
A radial swirler was fabricated to simulate a specific condition in which the main injector does not operate and only the prefilming pilot injector operates. measured and the relationship was identified through an empirical formula. The number and angle of the slits of the prefilming pilot injector were found to have an effect on the SMD. It was found that the increase or decrease of the number of slits and the angle had an effect on the SMD and that the effect was not significant. The larger the swirl number, the smaller the influence of the flow from the main injector on the droplets introduced through the pilot injector through SMD measurement. It was found that the amount of air introduced into the SMD was the most dominant variable.
In the combustion experiment equipped with the injector, CH* chemiluminescence imaging and high-speed camera flame visualization were conducted under lean combustion conditions using ethanol. The impact on Through flame visualization through a high-speed camera, it was confirmed that the size of the recirculation area increased as the number of swirls increased. In addition, it was confirmed that a lean combustion region and a rich combustion region were formed in the recirculation region through blue flame and yellow flame by using visualization and the characteristics of ethanol. In the same AFR, it was confirmed that the swirl flow developed easily as the momentum of air and fuel increased, and a more active combustion reaction occurred in the boundary layer where air and fuel met.