In the present study, the mixing and combustion characteristics of an inlet-fueled scramjet engine have been numerically investigated. For this purpose, a thermochemical non-equilibrium flow solver was developed. The flow solver models the fluid as a reacting gas using standard finite-rate chemistry model and a two-temperature model. To assess the accuracy of the present non-equilibrium flow solver, various validation cases were exam-ined. The overall results for species change by chemical reaction, ignition delay times in hydrogen/air combus-tion and vibrational relaxation phenomenon were well-predicted by the present non-equilibrium flow solver. To investigate the mixing characteristics of the inlet-fueled scramjet engine, a generic two-dimensional supersonic inlet consisting of four straight ramps of equal turning angles was simulated at an altitude of 22 km with a free-stream Mach number of six. The efficient fuel injection methods were deduced from the parametric study of the fuel-air mixing efficiency, the possibility of premature ignition and the internal inlet drag. The effect of thermal non-equilibrium on the combustion behavior was also assessed. It was found that the gas under the present inflow conditions exhibits a larger degree of thermal non-equilibrium, which leads to faster dissociation rates. Thus, modeling the scramjet flows in a thermal non-equilibrium initiates the combustion early and further accelerates the global process. To describe the phenomenon of incomplete combustion, an empirically-based theoretical split chemistry model has been developed. The split chemistry model was adopted in a one-dimensional flow solver. An application was made to investigate the effect of incomplete combustion on the performance of the scramjet engine by performing a parametric study along the entire flow path. The results showed that the overall temperature and the thrust performance along the flow path through the combustor and the nozzle are significantly decreased due to incomplete combustion. It was found that the present split chemis-try model is useful for describing incomplete combustion, and can be effectively utilized for the preliminary de-sign and the analysis of scramjet engines.
본 연구에서는 흡입구 연료분사 방식 스크램제트 엔진의 연료-공기 혼합 및 연소 특성을 관찰하기 위해 비평형 유동 해석을 수행하였다. 연료-공기의 혼합 및 연소 유동과 고엔탈피 유동에서 나타나는 열적 비평형 현상을 모사하기 위해 비정렬 격자계 기반의 삼차원 열화학적 비평형 유동해석 코드를 개발하였고, 타 연구자들의 실험 결과 등과의 비교 검증을 통해 신뢰성을 확보하였다. 본 연구에서 고려한 흡입구 연료분사 방식 스크램제트 엔진은 흡입구 유동이 4개의 충격파를 통해 압축되며, 고도 22 km에서 마하수 6으로 비행하도록 설계되었다. 연료분사 방법에 따른 매개변수 연구를 통해 혼합 성능, 조기 점화 및 내부 항력에 미치는 영향을 고려하여 효율적인 연료분사 방법을 도출하였다. 또한, 열적 비평형 현상이 연료-공기 혼합 및 연소 특성에 미치는 영향을 관찰하였다. 병진 모드와 진동 모드간의 에너지 분포가 크게 달라지는 것을 관찰하였으며, 열적 비평형 현상이 연소 특성에 상당히 큰 영향을 미치는 것을 확인하였다. 불완전 연소 현상을 모사할 수 있는 모델을 개발하고, 이를 적용하여 일차원 성능 해석 코드를 개발하였다. 불완전 연소 현상을 모사하기 위해 스크램제트 엔진의 전체 유동 경로에 대해 해석을 수행하였으며, 불완전 연소로 인해 연소실 및 노즐에서 전반적으로 유동 온도가 감소하는 것을 확인하고, 추력 성능에 큰 영향을 미치는 것을 확인하였다. 본 연구에서 개발된 분열 화학 모델이 불완전 연소 현상을 적절히 모사하는 것을 확인하였으며, 스크램제트 비행체의 예비 설계 및 분석 도구로써 유용하게 활용 가능할 것으로 판단된다.
