The hypersonic air-breathing propulsion system is attracting attention as an engine that can be applied to long-range high-speed target strikes and high-speed commercial aircraft. Despite over 60 years of research, its practical implementation has been challenging due to the hypersonic flow inside the engine. The efficiency of a dual-mode ram/scramjet engine relies on the effective mixing of fuel and air, which requires deep penetration of fuel into the main flow. To achieve efficient injection of liquid hydrocarbon fuel, the Air-assisted Supersonic Aerodynamic Ramp Injection (ASARI) injector was proposed. Direct-connect experiments were conducted using a model combustor under conditions corresponding to a flight Mach number of 4 and an altitude of 22 km (enthalpy conditions). The newly proposed injector utilizes the combination of various injection methods, such as the aerodynamic ramp, premixing chamber, assisted air, and supersonic nozzle. The aerodynamic ramp injection method consists of four injectors with inclination angles of 40° and 80° and toe-in angles of 30° and 60°. This configuration was adopted to increase fuel penetration height while minimizing total pressure loss. The validity of this design was confirmed based on various fluid analyses including fuel quantity, injection angle, nozzle shape, and ramp angle. The premixing chamber with the assisted air injection device was employed to enhance atomization and fuel-air mixing. Additionally, a contoured Mach 3 supersonic nozzle was used to achieve flow acceleration. For performance comparison, combustion tests were also performed using the Air-assisted Oblique Injection (AOI) method, which applies a cylindrical nozzle to the premixing chamber with the same assisted air. Ignition was initiated using a hydrogen pilot fuel and a torch igniter. Once combustion stabilized, only liquid fuel was supplied. The Mach number was calculated using quasi-one-dimensional analysis based on the measured wall pressures and inlet conditions. The model combustor with the two types of injectors operated in the ramjet mode, with the area near the flame holder being subsonic and the combustor exit being supersonic. When the equivalence ratio varied from 0.25 to 0.56, the results obtained from pitot pressure measurements at the combustor exit showed that the newly proposed injector exhibited higher pressure levels and a more pronounced increase in pressure with increasing fuel mass compared to the baseline injector. Furthermore, in the accuracy analysis of the quasi-one-dimensional analysis method using the pitot lake, it showed an error of 38% under non-combustion conditions and an average error of 13% under combustion conditions.
극초음속 공기흡입 추진 기관은 시간 긴급 목표 타격과 고속 상업용 비행체에 적용할 수 있는 엔진으로 각광받고 있다. 지난 60여년간 연구가 지속되고 있지만, 실용화에 어려움을 겪고 있는 이유는 엔진 내부의 초음속 유동 때문이다. 이중모드 램/스크램제트 엔진의 효율은 연료-공기의 혼합이 주된 역할을 하며, 이는 주유동으로 연료를 깊이 침투시키는 것이 핵심이다. 액체 탄화수소를 효과적으로 분사하기 위해 공기보조 초음속 공력 램프 분사기 (ASARI, Air-assisted Supersonic Aerodynamic Ramp Injection) 를 제안하여, 비행마하수 4, 비행고도 22 km에 해당하는 엔탈피 조건에 대해 모델 연소기를 이용하여 직접연결 실험을 수행하였다. 새로운 인젝터는 공력 램프, 예혼합 챔버, 보조 공기, 초음속 노즐과 같은 다양한 분사 방법을 조합하여 사용하였다. 공기역학 램프 분사 방법은 40도와 80도의 기울기 각도, 그리고 30도와 60도의 내측 각도를 가진 네 개의 인젝터로 구성되었다. 이는 연료의 침투 거리를 증가시키면서도 전압력 손실을 최소화하기 위해 채택되었다. 이러한 설계의 타당성은 연료량, 분사각도, 노즐 형상, 램프 각도 등 다양한 유동해석에 근거하여 확인되었다. 예혼합 챔버와 보조 공기 분사 장치가 결합된 예혼합 챔버를 사용하여 액적의 미립화 및 연료-공기 혼합을 향상시켰다. 또한, 유동 가속을 위해 형상화된 Mach 3 초음속 노즐이 사용되었다. 성능 비교를 위해 원통형 분사기를 적용한 예혼합 챔버와 보조 공기를 동일하게 사용하는 경사 분사 (AOI, Air-assisted Oblique Injection) 방법에 대해서도 연소 시험을 수행하였다. 점화는 수소 파일럿 연료와 토치 점화기를 사용하였다. 연소가 안정화 되면, 액체 연료만을 이용하여 연소시험이 진행되었다. 마하수는 측정된 벽압력과 입구 조건을 기반으로 준 일차원 해석을 사용하여 계산하였다. 두 가지 종류의 인젝터를 사용한 모델 연소기는 램제트 모드로 작동하였으며, 화염 안정화 장치 주변은 아음속이고 연소기 출구는 초음속이었다. 당량비가 0.25에서 0.56까지 변할 때, 연소기 출구의 피토 압력을 이용하여 계산한 결과는 새로운 분사 방법이 기존의 분사기보다 높은 압력 수준과 연료량 증가에 따라 더 급격한 압력 증가를 보였다. 또한 피토레이크를 이용한 준 1차원 해석 방법의 정확도 분석에서 비연소 조건에서 38%, 연소조건에서는 평균 13%의 오차를 보였다.
