This paper presents the effects of cavity-type flame holder configuration on a hydrogen fuel scramjet combustor via experiments and numerical method. The tests were conducted in a blow-down type wind tunnel equipped with a vitiated air heater that uses hydrogen. This wind tunnel is able to supply an airflow of Mach 2.5, with a total temperature of 2000 ± 50K and total pressure of 1.2 ± 0.02 MPa. The inlet speed of combustor was maintained at Mach 2.5 throughout the all tests. For the numerical method, three-dimensional numerical analyses were performed with commercial code FLUENTTM. Steady state coupled implicit solver and k-ω SST turbulence model were applied. The 9-species and 18-step chemical kinetics model was also applied for more accurate simulation of combustion phenomena.
In order to compare, six fuel injectors with different sonic injection nozzle diameters and cavity shape were used. The fuel injectors were designated with a letter and a number pair. The letter indicates the cavity type; N is a no cavity, P is a plane perpendicular cavity, and W is a zigzag cavity. The number 1 indicates 5 large sonic injectors (diameter = 3.5 mm) and 2 indicates 15 small (diameter = 2 mm) injectors which were installed at injector plate. The sonic injector diameters of N2, P2 and W2 were determined so that these nozzles have the same fuel equivalence ratio and momentum ratio as N1, P1 and W1 when the fuel was supplied at the same pressure. The sonic injector was designed to inject the fuel at an angle of 45 deg. with respect to the air flow.
The test model consists of the isolator section (342 mm in length), fuel injector section (143 mm in length), and diverging section (530 mm in length). The second fuel injector is located at the beginning of the diverging section which has 2 degrees of diverging angle. The first and the second fuel injector are located at the bottom wall and top wall, respectively, to resolve the problem of injected fuel from the first injector not reaching the top wall of the combustor.
Before performing staged combustor tests and numerical analyses, single injection tests and numerical analyses were performed in order to investigate the effect of diameter and quantity of sonic injection nozzle of fuel injector. Equivalence ratio values were set at φ=0.17, 0.26 and 0.46 for the tests. However, for the numerical analysis, equivalence ratio values were fixed at φ=0.26 to compare with others numerical analysis results. All results at φ=0.46 showed thermal choking and W1 showed the best performance.
Based on the single injection results, staged injection tests and numerical analyses were performed. First, the influence of the second fuel injector configuration was investigated with the first fuel injector fixed. W1 was used for the first fuel injector, which showed the best performance in single injection test. N2, P2 and W2 were used for the second fuel injector. The fuel equivalence ratio of the first fuel injector was set to φ=0.26, which was the maximum value for the single injection of W1 without thermal choking. Equivalence ratio values were set at φ=0.1, 0.2 and 0.3 for the second injector of tests. However, equivalence ratio values for the second injector of numerical analysis were fixed at φ=0.2 to compare with other numerical analysis results.
After that, another set of tests was conducted with the three different fuel injectors for first injection, i.e. W1, N2 and P2, and the second injector fixed at W2 to compare with previous staged injection test results. W2 was selected for the configuration of the second fuel injector to reduce the number of tests. Equivalence ratios of two fuel injector were set same quantity with previous staged injection test.
In summary, the cavities perform well as flame holders in supersonic combustion, resulting in performance improvement. Furthermore, a zigzag cavity applied to the any injection point effectively blocks pressure propagation from downstream and may reduce the length of the isolator and possibility of unstart of the combustor.
본 논문에서는 공동형 보염기의 형상과 조합이 수소연료 스크램제트에 어떠한 영향을 미치는지에 대한 연구를 실험 및 수치해석을 통하여 수행한 내용을 소개하고 있다. 실험은 수소를 연료로 사용하는 Vitiated 공기 히터가 장착된 불어내기식 초음속 풍동(일본 JAXA에서 보유하고 있는 RAMSYS)에서 수행되었다. 본 초음속 풍동은 전온도 2,000±50K, 전압력 1.2±0.02MPa의 조건을 모사하여 마하수 2.5의 유동을 공급할 수 있으며, 설비 출구 속도는 모든 시험에서 마하수 2.5로 유지하였다. 모든 실험에선 연료로 수소가 사용되었으며, 수치해석을 위해선 상용코드인 FLUENT가 사용되었다. Steady State Compled Implicit Solver와 K-w SST 난류모델이 적용되었으며, 연소현상의 보다 정확한 모사를 위하여 9-species & 18-step 화학 운동 모델이 사용되었다.
연구결과의 비교를 위하여 여섯가지 형상의 연료 분사부가 실험 및 수치해석에 적용되었다. 연료 분사부는 문자와 숫자를 활용하여 구분하였는데, N은 No-cavity, P는 Plain-cavity, W는 Zigzag-cavity를 의미하며, 숫자 1은 5개의 직경 3.5mm 초음속 노즐이, 숫자2는 15개의 직경 2mm의 초음속 노즐이 적용된 연료 분사부를 의미한다. N2, P2, W2의 노즐 직경은 및 수량은 동일한 압력으로 연료가 공급될 때 N1, P1, W1의 연료 분사부에서 분사되는 연료와 동일한 유량의 연료가 분사될 수 있도록 결정하였다. 연료 노즐은 유동방향과 45deg를 갖고 연료를 분사할 수 있도록 설계되었다.
시험모델은 격리부(길이=342mm), 연료 분사부(길이=143mm), 확장부(길이=530mm)로 구성되어 있으며, 다중분사 시 두 번째 연료 분사부는 확장부의 시작 지점에 위치하도록 설계하였다. 확장부는 2 deg의 확장각을 가지고 있으며, 첫 번째 연료 분사부는 바닥면에, 두 번째 연료 분사부는 연소기의 상부면에 위치하여 바닥면에서 분사되는 첫 번째 연료가 상부면까지 닿지 못하는 문제점을 해결하고자 하였다.
다중분사 연구를 하기 전에 먼저 단일분사에 대한 연구를 수행하였으며, 이를 통하여 연료 분사부 노즐의 직경 및 수량의 변화가 초음속 연소에 미치는 영향을 파악하고자 하였다. 성능실험에서 당량비는 0.17, 0.26 및 0.45로 설정하였으며, 수치해석은 0.26의 당량비에서만 수행을 하였다. 분석 결과 0.46의 당량비에서는 모든 경우에서 열질식이 발생하여 초음속 연소가 구현되지 못하였으며, W1이 가장 좋은 성능을 보여줌을 확인할 수 있었다.
단일분사 연구결과를 바탕으로 다중분사 연구를 수행하였다. 먼저 전방 연료분사부를 고정한 후 후방 연료분사부를 변경해가며 성능시험을 수행하였다. 이때 단일분사에서 가장 좋은 성능을 보여주었던 W1을 전방에 고정하였으며, 후방에는 W2, P2와 N2를 적용하여 성능시험을 수행하였다. 두 번째 성능시험은 후방 연료분사부의 형상을 W2로 고정하고 전방 연료 분사부를 변경해 가며 성능시험을 수행하였다. 전방 연료분사부의 당량비는 열질식 없이 초음속 연소를 구현할 수 있었던 0.26으로 고정하였으며, 후방 연료분사부의 당량비는 0.1, 0.2 및 0.3으로 변경해 가면 성능시험을 수행하였다. 하지만 수치해석에서는 전방은 0.26, 후방은 0.2의 당량비로 고정한 후 분석을 수행하였다.
실험 및 수치해석 내용을 분석한 결과, 공동이 단일분사와 다중분사가 적용된 초음속 연소에서 연소성능을 증진시키고 보염기로서 적용이 가능함을 확인할 수 있었으며, 특히 지그재그 형태의 공동은 후방으로부터의 압력전달을 효과적으로 방지하여 이로 인해 발생할 수 있는 연소기 및 흡입구의 불시동 요인을 감소시킬 수 있음을 확인하였다. 또한 이러한 효과를 통하여 지그재그 형상의 공동을 스크램제트 연소기에 적용할 경우 연소기의 길이를 감소시킬 수 있음을 알 수 있었다.
