저온 액체 연료 운반 로켓은 비행 중 종방향 불안정 진동을 자주 겪는데, 이는 로켓의 정상적인 작동을 심각하게 위협한다. 이러한 진동 현상은 전형적인 저주파 특성을 가지며, 주로 추진제 파이프에서 저온 액적 산소 분출 냉응과정에서 발생한다. 로켓의 저주파 진동 문제를 원천적으로 해결하기 위해서는 분출 냉응 진동 특성과 냉응 유동형태 변환 특성을 연구해야한다. 고도 함수법을 도입하여 냉응 전달 모델을 개선하고 상계면 곡률 분포를 동적으로 포착하여 냉응 매동 주파수와 기액 상계면 곡률 간의 관계를 확립하였으며, 9.8 ~ 10.6 Hz의 저주파 진동 특성을 성공적으로 획득하였다. 연구 결과로는 추진제 파이프 내부에는 3가지 전형적인 분출 냉응 진동 유형이 존재함을 밝혔다: 안정 매동, 기류 진동, 간헐적 회류. 특히, 회류와 진동 유형의 압력 진폭은 최고 130 kPa에 이를 수 있지만 안정 매동의 압력 진폭은 단지 1 ~ 3 kPa에 불과하다. 차원분석을 통해 알 수 있듯이, 무차원 구조 매개변수L^*=2.2일 때, 분출 냉응 유동형태 전환 임계값Jc^*=7.3이다. Jc^*>7.3일 때 간헐적 회류 진동 유형이 나타나며, 이 무차원 판단이 저온 액적 산소 분출 냉응 유동형태 분포를 정확하게 표현하며, 저온 액체 연로 로켓의 설겅에 이론적 기초 및 기술 지원을 제공한다.

저온 액적 산소; 분출 냉응 진동; 유동형태 전환; 기체-액체 인터페이스; 유동 불안정성