ここを参考に。
pintleinjector.blogspot.com
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1. 推力と推進剤の選定
例題では5000N, RP1-LOX 。仮にこれでやってみる。
2. 燃焼室圧力の選定
例題では1.5Mpa。
3. 最適混合比の同定
RP-1/LOXの凍結流のデータ
燃焼室圧力が異なるのでなんともいえないが、特性排気速度c*が最大となるMR=2.2としてみる。
（→参照先が2.15でやってるので、2.15にした）
4. 断熱火炎温度・分子量・比熱比・特性排気速度の計算
NASA CEA applicationを使うといいらしい。
計算結果
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NASA-GLENN CHEMICAL EQUILIBRIUM PROGRAM CEA2, FEBRUARY 5, 2004
BY BONNIE MCBRIDE AND SANFORD GORDON
REFS: NASA RP-1311, PART I, 1994 AND NASA RP-1311, PART II, 1996
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### CEA analysis performed on Mon 12-Aug-2019 06:19:21
# Problem Type: "Rocket" (Infinite Area Combustor)
prob case=aa_____________3401 ro frozen
# Pressure (1 value):
p,mpa= 1.5
# Chamber/Exit Pressure Ratio (1 value):
pi/p= 15
# Oxidizer/Fuel Wt. ratio (1 value):
o/f= 2.15
# You selected the following fuels and oxidizers:
reac
fuel RP-1 wt%=100.0000
oxid O2(L) wt%=100.0000
# You selected these options for output:
# short version of output
output short
# Proportions of any products will be expressed as Mass Fractions.
output massf
# Heat will be expressed as siunits
output siunits
# Input prepared by this script:prepareInputFile.cgi
### IMPORTANT: The following line is the end of your CEA input file!
end
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 21.8 PSIA
CASE = aa_____________
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL RP-1 1.0000000 -24717.700 298.150
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 2.15000 %FUEL= 31.746032 R,EQ.RATIO= 1.584031 PHI,EQ.RATIO= 1.584031
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.7960 15.000
P, BAR 1.5000 0.83518 0.10000
T, K 3062.68 2736.95 1793.15
RHO, KG/CU M 1.2270-1 7.6448-2 1.3971-2
H, KJ/KG -838.29 -1515.46 -3410.61
U, KJ/KG -2060.80 -2607.94 -4126.37
G, KJ/KG -41281.0 -37656.9 -27089.2
S, KJ/(KG)(K) 13.2050 13.2050 13.2050
M, (1/n) 20.830 20.830 20.830
Cp, KJ/(KG)(K) 2.0923 2.0646 1.9359
GAMMAs 1.2358 1.2397 1.2598
SON VEL,M/SEC 1229.1 1163.8 949.6
MACH NUMBER 0.000 1.000 2.389
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 2.8075
CSTAR, M/SEC 1686.0 1686.0
CF 0.6902 1.3453
Ivac, M/SEC 2102.5 2583.7
Isp, M/SEC 1163.8 2268.2
MASS FRACTIONS
*CO 0.51474 *CO2 0.19088 *H 0.00290
HO2 0.00001 *H2 0.01433 H2O 0.22757
*O 0.00699 *OH 0.03278 *O2 0.00979
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
5. 燃料流量と酸化剤流量の計算からピントル噴射器の出口面積を求める
上の特性排気速度c*と推力係数Cfを用いて排気される推進剤の流量を求め、混合比MR=2.15を使って分配した
mdot = 2.2 [kg//s]
mo = 1.5 [kg/s]
mf = 0.70 [kg/s]
例題の解とオーダーはあっている。
オリフィスに関する流量と圧力の関係式から吐出面積を求める。
流量係数Cdは実験から求めるべきだが、ここでは参照先と同じ0.7とする。
Pressure drop ∆Pは1.5MPaの15%として、0.225MPaとする。
計算結果：
燃料噴射面積：0.0000525 m2
酸化剤噴射面積：0.0000949 m2
燃料噴射速度：16.54 m/s
酸化剤噴射速度：13.90 m/s
6. ピントルの寸法の計算
[Son 2016]の定義に従う。
ピントルのTip Diameter Dptを20mmと仮定する。
[Son 2016]の値に従い、Dpr = Dpt x 0.375 = 7.5mm , Dcp = Dpt x 0.5625 = 11.25mm
ピントルの周囲に配置する穴を分割
Divide the circumference of the pintle into equal number of holes equidistant from each other.
吐出面積（穴の面積）を決める
Divide the discharge area into the number of holes to be made on the pintle.
Now the holes can be split into two rows, a primary row and a secondary row.
穴の直径の選択
Select the diameter of the holes and the distance between these holes.
周方向のギャップを考慮して外側の円の外周直径を決める
Outer diameter of the annular gap can be calculated by oxidizer discharge are=Pi(R*R-r*r), where r and R corresponds to inner and outer radius of the annular gap.
参考文献
Min Son et al., Verification on Spray Simulation of a Pintle Injector for Liquid Rocket Engine, 2016
