Design methodology of thrust nozzle for scramjet engine was established and performance evaluation of the scramjet engine with various thrust nozzle configurations has been done in this study. Scramjet engine test model consists of intake, isolator, combustor, and thrust nozzle. Hydrogen is used as a fuel. The test model has a rectangular intake, where free-stream compresses by passing through a series of four shock waves formed upstream of the combustor entrance. The intake has a notched cowl without sidewall. Isolator and diverging area combustor with multi fuel injection were adopted.
Single Expansion Ramp Nozzle(SERN) was adopted as the baseline thrust nozzle configuration. Expansion angle of the SERN was calculated by balancing between the length and engine thrust. The baseline SERN nozzle has 15° expansion angle. This angle is relative to that of the divergence of the combustor.
Additional 7 derivative nozzles have been designed from the baseline SERN nozzle to investigate the nozzle shape effects on the engine performance. To investigate the expansion corner geometry effect of the nozzle, rounded corner and backward facing step shapes were reflected on the baseline nozzle design, which are called rounded corner expansion nozzle (REN) and backward facing step expansion nozzle(BEN), respectively. To investigate effects of the nozzle expansion angle on the engine performance, 3 additional nozzles were designed with the expansion angle of 10°, 20° and 25°. To investigate the baseline configuration characteristics, two kinds of nozzle expansion ratio model were adopted.
To assess the engine performance, static pressures in the internal flow-path and pitot pressures at the nozzle exit were measured. The pitot pressures were also used for the thrust calculation.
The engine performance tests were carried out in the T4 free-piston reflected shock tunnel at the University of Queensland, Australia. The free-stream test condition was adjusted as a Mach 7.6 flight with an altitude of 31 km. The supplying pressure to the fuel chamber was set to be 720 kPa.
Test results showed that supersonic combustion was observed at the estimated equivalence ratio of 0.63 with all nozzle configurations. Previous S1 and S2 scramjet model were thermally choked at the equivalence ratio of 0.4. This is a significant performance improvement compared to previous studies. Based on the measured pitot pressures and the static pressure, all thrust nozzles with 15° expansion angle generated positive net thrust. It indicates that the design methodology of the SERN were appropriate. REN configuration showed better performance than the baseline case at the fuel off condition. However, the thrust performances of the baseline were better than the REN at fuel on condition. Baseline configuration generated a positive net thrust of 30 N and shows the best performance.
Three dimensional numerical simulations were carried out to analyze the detailed flow and combustion characteristics of the baseline and REN nozzle configurations. Numerical analyses were performed using the commercial code $Fluent^{TM}$ at the fuel-off and fuel-on conditions for each configuration. The numerical simulation results showed a good overall agreements with experimental test results in each case. According to the numerical simulation results, expansion waves of the REN were generated before the baseline. Therefore, the static temperature at the nozzle inlet was lower than that of the baseline nozzle configuration, and it results in the quenching of the hydrogen combustion of the REN configuration. On the contrary, SERN generated sudden temperature drop at the nozzle inlet corner compared with REN configuration and recombination of the chemical species occurred at this sudden low temperature region of the SERN. For this reason, compared to the baseline case, there appears more hydrogen residual at the engine exit of the REN.
스크램제트 엔진의 추력 노즐 설계 기법이 확립하였으며 설계 기법을 검증하기 위해서 추력 노즐 변화에 따른 스크램제트 엔진 성능 시험을 수행하였다. 시험 대상이 된 스크램제트 엔진은 수소를 연료로 사용하였다. 스크램제트 엔진 시험 모델은 흡입구, 격리부, 추력 노즐로 구성되어있다. 시험 모델의 흡입구는 4개의 경사 충격파로 유입 유동을 압축시키는 2차원 직사각 흡입구로 notched 카울을 적용하였으며 흡입구 구간의 격벽은 제거하였다. 연소기는 다중 연료 분사 기법을 적용한 확장형 연소기를 채택하였으며 흡입구와 연소기 구간 사이에는 격리부를 두어 열적 질식에 의한 흡입구 불시동을 방지하도록 하였다.
Baseline 추력 노즐 형상으로는 단일 팽창 램프 노즐(SERN)을 선택하였다. SERN의 팽창 각도는 엔진 추력과 노즐 길이의 균형을 고려하여 계산되었다. Baseline SERN의 각도는 15°로 선정하였는데 이 각도는 연소기 출구 면에 상대한 각도이다.
Baseline 형상 외에 7개 형상의 노즐이 추가 제작되어 추력 변화에 따른 엔진 성능을 분석하였다. 먼저 최적 노즐 팽창각도를 확인하는 것다. 따라서 Baseline 이외에 10°, 20°, 25° 노즐을 적용하고 엔진 성능시험을 수행하였다. 그리고 Baseline 형상의 성능을 면밀히 분석하기 위하여 팽창 면적비 변화(0.66, 0.8)에 대한 엔진 성능을 관측하였다. 마지막으로 노즐 입구에서의 급격한, 또는 완만한 팽창이 미치는 영향을 보기 위하여 각각 REN과 BEN을 고안하고 성능시험을 진행하였다.
엔진 성능을 파악하기 위해서 엔진 내부 유로의 정압력과 엔진 출구의 피토 압력을 측정하였다. 피토 압력은 추력 성능 계산에도 사용하였다. 성능시험은 호주 퀸즐랜드 대학의 T4 충격파 터널에서 수행되었으며, 시험 조건은 마하7.6, 고도 31 km 이다. 엔진 내부 연료 챔버로 공급되는 수소 압력은 720kPa로 고정하였다.
성능 시험 결과 추정 당량비 0.63 조건에서 열 질식이 발생되지 않고 안정적으로 초음속 연소가 이루어지고 있음을 확인하였다. 본 시험 모델 이전에 설계된 S1과 S2 스크램제트 엔진은 모두 당량비 0.4 근방에서 열적 질식이 발생하였다. 따라서 기존 연구와 비교하여 크게 개선된 성능이라 할 수 있다. 피토 압력과 노즐 출구 정압력으로 엔진의 추력을 계산한 결과 팽창각도 15°를 채택한 경우에 모두 순추력을 발생하고 있는 것을 확인할 수 있었다. 이는 SERN의 설계 기법이 타당하다는 것을 증명한다. REB 형상은 연료 분사를 하지 않았을 때 Baseline보다 좋은 성능을 보였다. 반면 연료를 분사한 경우 Baseline의 추력이 더 좋게 나왔다. Baseline 형상은 순추력 30 N을 발생하였으며 가장 좋은 성능을 보였다.
Baseline과 REN 형상의 유동 및 연소 특성을 파악하기 위해서 3차원 수치해석이 수행되었다. 수치해석에는 FluentTM을 사용하였다. 해석 결과는 시험 결과와 정성적으로 잘 일치하고 있음을 확인하였다. 수치해석 결과에 따르면 REN 형상은 Baseline보다 먼저 약한 팽창파가 발생하게 되는데 이 선행한 팽창파의 영향으로 연소기 출구의 온도가 Baseline보다 먼저 떨어지게 되었다. 이로 인해 REN의 경우 Baseline 보다 먼저 수소 연소가 quenching되었다. 반면 SERN은 REN 형상과 달리 노즐 입구에서 급격한 압력 강하가 발생한다. 따라서 특정 화학종이 재결합하기 좋은 환경을 만들어 주어 그 구간에서 반응열이 관측되었다. 따라서 이러한 두 가지 영향으로 인하여 Baseline의 연료 분사 성능이 REN보다 좋은 것으로 해석되었다.
