Accurately to predict the performance of high-speed airbreathing propulsion systems and to design the systems, elaborate models for both the aerodynamics of the vehicle and the internal flow characteristics in the engine are needed. Especially, in the initial design stage, computationally efficient and realistic simulation model is required. In the case that the optimization as well as the design stage is desirable, then a rapid means for predicting the vehicle performance allows lower computational times and easier overall performance analysis. The objective of this study is to provide useful tools for the engine performance evaluation and the vehicle design/optimization.
The present study addresses the need for the performance model of a dual-combustion ramjet engine. The dual combustion ramjet system consists of a subsonic gas generator, a supersonic combustor, and two separate air intakes. At first, the baseline configuration of the dual combustion ramjet engine is presented through the preliminary calculation using the cycle analysis method that is established by the fundamentals of gas dynamics and thermodynamics. Based on the baseline configuration, the propulsion performance model is developed and evaluated its applicablity. The details of the presented models are as follows: the prediction model for the precombustion shock train characteristics by combustor-isolator interactions, the performance models for the gas generator and the supersonic combustor/nozzle including the air intakes.
Combustor-isolator interactions are investigated by a direct-connect dual-combustion ramjet experiment. The test apparatus contained an annular isolator, a constant cross-sectional area cylindrical supersonic combustor, and a subsonic-burning gas generator. The gas generator, in which a liquid hydrocarbon fuel was injected, produced a fuel-rich hot-gas mixture that is mixed with the annular supersonic airflow in the supersonic combustor. A precombustion compression field was generated, both in the isolator and the combustor, by the heat release. The annular isolator entrance Mach number was varied as 1.78, 1.98, and 2.23. The wall static pressure distributions measured in the isolator and the combustor are presented and analyzed to determine the precombustion shock-train length. The new correlating equations and the corresponding theoretical model that can predict the precombustion shock-train length and the wall pressure distribution are derived therefrom.
A new propulsion performance model for the dual combustion ramjet engine has been developed and used to predict the performance of the designed baseline engine. The developed performance model includes the conical flow analysis model for the intake performance, the gas generator model using the integral analysis method, the empirical correlations for the precombustion shock train occurred by combustor-isolator interactions, and a quasi-one-dimensional combustor/nozzle model with the equilibrium and finite-rate chemistries. The quasi-one-dimensional engine model has considered for the effects of area change, friction, fuel mixing, and heat transfer to the combustor walls. Comparisons to the present experimental data and the computational fluid dynamics solutions have performed to determine the validity of the quasi-one-dimensional combustor model. The results show that the present model simulates the performance of a dual-combustion ramjet combustor with a reasonable degree of accuracy. Also, application to the designed baseline configuration of a dual-combustion ramjet is discussed, and the engine performance maps are provided.
초고속 공기 흡입식 추진시스템에 대한 성능을 정확하게 예측하고, 추진시스템을 최적 설계하기 위해서는 비행체의 공기역학적 거동과 엔진의 내부 유동특성 등에 대한 보다 정교한 모델링이 필요하다. 특히 초기 추진시스템 설계 단계에서는 계산상 효율적이면서도 가능한 한 실제 특성을 모사한 모델이 요구된다. 또한 설계 단계뿐만 아니라 최적화가 요구되는 경우에도 비행체 성능을 빠르게 예측할 수 있는 도구는 계산시간을 줄이고, 포괄적인 성능해석을 가능하게 한다. 본 연구의 목적은 추진시스템 설계 단계에서 성능을 예측할 수 있고, 비행체의 설계와 최적화를 위한 유용한 모델을 제공하는 것이다.
본 연구에서 고려된 극초음속 공기흡입식 추진시스템은 램제트(Ramjet)와 스크램제트(Scramjet) 추진기술이 복합된 하이브리드 엔진인 이중연소 램제트(Dual Combustion Ramjet, DCR) 엔진이다. DCR 엔진은 가스발생기 기능을 하는 아음속 램연소기와 가스발생기에서 배출되는 불완전연소 가스와 초음속 유입공기가 혼합되어 초음속 연소가 이루어지는 초음속 연소기로 구성되고, 각각 분리된 흡입구와 연소실을 가지는 엔진이다. 먼저 DCR 엔진의 작동특성 및 주요 설계인자를 파악하기 위하여 공기역학 및 열역학적 이론을 기반으로 한 예비 성능해석을 통해 기준 형상을 도출하였다. 기준 형상을 바탕으로 요구되는 보다 실질적이고, 정교한 추진시스템 성능 모델을 개발하고, 그 적용성을 평가하였다. 본 연구에서 개발된 모델은 다음과 같다: (1)DCR 엔진의 초음속 흡입구 격리부(isolator)와 연소기의 상호작용에 의해 발생되는 예연소 충격파 열(precombustion shock train) 예측 모델, (2)초음속 공기 흡입구를 포함한 DCR 엔진의 가스발생기와 초음속 연소기 및 노즐에 대한 성능 예측 모델. 연소기와 isolator 상호작용에 대한 연구는 직접 연결식(direct-connect) DCR 연소시험장치를 사용하여 수행하였다. 시험장치는 환형의 isolator, 초음속 연소기, 가스발생기로 구성되었다. 가스발생기에는 액체 탄화수소 연료가 분사되어 점화/연소하게 되고, 연료과잉 혼합가스가 노즐을 통해 초음속 연소기로 분사되어 환형의 초음속 공기흐름과 혼합/연소하게 된다. 연소시험은 환형의 isolator 입구 마하수 1.79, 1.98 그리고 2.23조건에서 공기-연료 당량비에 따른 예연소 충격파 특성을 파악하기 위해 수행되었다. 연소기와 isolator 벽면에서 측정된 압력을 이용한 분석과 이론 해석을 통해 예연소 충격파 열 길이와 압력분포를 예측할 수 있는 새로운 경험식을 도출하였다. 개발된 실험적 관계식과 이론 모델은 기존의 경험식들과의 비교와 시험결과에 대한 재예측을 통해 그 타당성을 평가하였다. 그 결과 본 연구에서 개발된 새로운 경험식은 DCR 엔진의 isolator 설계와 연소기 및 isolator내의 압력 분포를 예측할 수 있는 유용한 도구로 사용될 수 있음을 알 수 있었다.
결론적으로, DCR 엔진에 대한 새로운 추진성능 모델을 개발하고, 설계된 기준 형상의 추진시스템에 대한 성능을 예측하였다. 개발된 모델은 Taylor-Maccoll의 conical 유동모델을 사용한 공기 흡입구 성능모델, 단일 검사체적 가정과 열화학 평형상태 연소모델을 사용한 integral 해석방법의 가스발생기 성능모델, 실험적 관계식으로 표현된 예연소 충격파 열 예측모델, 그리고 열화학 평형과 유한화학 반응 등을 고려한 준 1차원 초음속 연소기 및 노즐 성능모델로 구성되었다. 또한 실험에서 그리고 성능모델로는 파악하기 어려운 엔진 내부의 유동구조 및 연소특성을 파악하기 위해 화학반응을 고려한 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics, CFD)해석을 수행하였다. 개발된 성능모델은 실험과 CFD 해석 결과들과의 비교를 통해 그 유효성을 검증하였다. 마지막으로 설계된 기준형상의 DCR 추진시스템에 대해 현재 개발된 추진성능모델을 적용하여 성능예측을 수행하였고, 엔진의 작동특성과 성능해석 자료를 제시하였다.
본 연구를 통해 공기흡입식 극초음속 추진시스템인 DCR 엔진에 적용할 수 있는, 신뢰성 있는 추진 성능모델이 개발되었으며, 이는 추진시스템 설계 뿐만 아니라 비행궤적을 포함한 비행체 최적화 연구를 가능하게 할 것이다.
