Design and performance evaluation of a liquid-fueled scramjet engine flying at Mach 5 is presented in this study. Design theory and methodology are constructed and translated into computer codes to establish the design tool. Hydrogen pilot system and cavity-type flameholding system are chosen for the ignition and flameholding of the liquid fuel. A scramjet engine model for combustion test is constructed based on the design.
Combustion and non-combustion tests are performed for the model using a scramjet engine test facility. Real Mach 5 condition is simulated by the facility. Wall static pressure distribution inside the test model is measured. Through the combustion tests, essential phenomena in a supersonic combustion flowfield, such as pre-combustion shock train (PCST), thermal choking and supersonic intake unstart are observed. Relevant design parameters such as combustor constant-area part length, main fuel injection angle and cavity flameholder length as well as pilot fuel and main fuel equivalence ratio are varied for each tests to validate the design.
It is found that the liquid-fueled in a supersonic flowfield can be ignited and the flame can be sustained at relatively low total temperature of 1,100 K using an electric spark igniter, hydrogen pilot fuel and a barbotage-type atomizing fuel injector under certain conditions. Requirements for the ignition and flame-holding are explored. Enough distance between the main fuel injector and the cavity, 170 mm for the present study, is required for the atomization and evaporation of the main fuel before reaching at the flameholding cavity. Also, pilot fuel equivalence ratio should be at least 0.03 and the length of the cavity should be at least 2.5 times of the cavity depth.
Effects of the relevant configuration parameters on the limit of the fuel equivalence ratio for supersonic combustion and supersonic intake start, as well as on the combustion efficiency and the thrust are explored experimentally. Shorter constant-area combustor part makes the efficiency higher and delays thermal choking at higher equivalence ration, but brings the intake unstart at lower equivalence ratio. Injecting the main fuel at larger angle can make the combustion efficiency higher, but the effect is not very distinctive. Longer cavity supplies more hot gas into the main airflow and helps the ignition and flameholding to be easier, but it may reduce the combustion efficiency. Total temperature and thrust is saturated when the minimum
Mach number inside the model becomes close to unity. Combustion efficiency decrease above this saturation point.
A quasi-one-dimensional model is developed. The model includes the effect of the expansion waves in the supersonic intake, fuel injection angle, the cavity flameholder and the PCST. The model is validated by comparing the calculation result with the aerodynamic test data and the combustion test data. Using the validated model, the effect of the principal design parameters on the combustion efficiency is explored. The combustion efficiency of the main fuel becomes higher with the flow becomes close to the thermal choking condition, i.e., minimum Mach number in the flowfield becomes close to unity. Also, the efficiency becomes higher with larger main fuel injection angle, although its effect is not very large. Longer cavity makes the efficiency to be higher, but its effect is complicated.
액체 연료를 사용하며 마하 5에서 작동하는 스크램젯 엔진을 설계하였다. 설계에 필요한 이론을 정립하고 코드화하여 설계 도구를 확보하였다. 액체 연료의 점화 및 화염 유지를 위한 방법으로 수소 파일럿과 공동형 보염기를 채택하였다. 설계 결과에 따라 연소 시험용 스크램젯 엔진 모델을 제작하였다. 스크램젯 엔진 시험 설비를 사용하여 마하 5 스크램젯 엔진의 공력 시험 및 연소 시험을 수행하였다. 기구축된 설비와 마하 5 노즐 및 주 연료 공급 장치를 활용하였고, 보조 연료 공급 장치와 점화기 시스템을 추가하여 설비를 구성하였다. 연소 시험을 통하여 연소를 동반한 초음속 유동에서의 주요 유동 현상인 pre-combustion shock train(PCST), 열질식, 초음속 흡입구 불시동 등의 현상을 관측하고 시험 경험을 습득하였다. 연소기 직관부 길이, 연료 분사각, 공동형 보염기 길이 등의 설계 인자와 더불어 파일럿 연료 당량비 및 주 연료 당량비를 변화시키며 시험을 수행하여 설계를 검증하였다. 전온도 1,100 K 이하의 비교적 저온 조건에서 전기 스파크 점화기와 수소 파일럿을 사용하여 barbotage형 분사기에서 분사한 액체 케로신 연료를 점화시킬수 있음을 확인하였으며, 점화 및 화염 유지에 필요한 조건을 정립하였다. 주 연료의 미립화 및 증발을 위하여 주 연료 분사기와 공동 사이에 170 mm 이상의 길이가 있어야 화염 유지가 가능하였다. 파일럿 당량비는 0.03 이상이어야 하며 공동 길이는 20 mm 이상이 되어야 화염이 유지되었다. 주요 형상 인자와 당량비에 따른 초음속 연소 유지 한계와 흡입구 시동 한계, 연소 효율과 추력을 실험적으로 연구하였다. 높은 당량비에서는 같은 당량비에서의 연소 효율이 연소기 직관부 길이가 짧은 모델이 긴 모델보다 높았다. 열질식도 직관부 길이가 짧은 모델이 더 높은 당량비에서 발생하였다. 그러나 흡입구 불시동은 짧은 모델이 낮은 당량비에서 발생하였다. 주 연료 분사 각도가 더 큰 경우 연소 효율이 더 높아졌으나, 그 차이는 크지 않았다. 공동의 길이가 긴 경우 더 많은 고온 기체를 주 유동에 공급하여 점화 및 화염 유지에 도움이 되나, 연소 효율은 더 낮아졌다. 연소기 내부 유로 내에서의 최소 마하 수가 1.0에 가까워지면 연료를 더 공급하여도 유동의 전온도와 추력이 더 이상 늘지 않으며, 그 이상의 연료를 공급할 경우 연소 효율은 떨어졌다. 액체 연료 스크램젯 엔진에 대한 준일차원 모델을 개발하여 모델 설계, 시험 데이터 분석 및 설계 인자 영향 탐구에 활용하였다. 모델에는 초음속 흡입구에서의 팽창파, 연료 분사 각도, 공동형 보염기의 영향을 포함시켰으며, 데이터 분석용 모델에는 PCST의 영향도 포함하였다. 엔진 시험 모델에 대한 내부 유동공력 시험과 연소 시험의 데이터를 준일차원 모델의 계산 결과와 비교함으로써 준일차원 모델을 검증하였다. 검증된 준일차원 모델을 사용하여 주요 설계 인자가 연소 효율에 미치는 영향을 계산적으로 검토하였다. 주 연료의 연소 효율은 유동이 열질식에 가까울수록 높아졌다. 또한 주 연료의 분사각이 커질수록 연소 효율이 높아졌으나, 그 영향은 크지 않았다. 공동 길이는 길수록 연소 효율이 대체로 높아졌으나, 그 양상은 다소 복잡하였다. 이러한 연구를 통하여 비교적 낮은 온도에서 점화 및 화염 유지가 가능한 스크램젯 엔진 모델을 구현함으로써 향후 스크램젯 엔진을 사용하는 낮은 비행속도 영역의 극초음속 비행체 개발에 활용할 수 있게 되었다. 향후 파일럿 연료를 사용하지 않는 보염 방법을 개발하고 엔진 작동이 가능한 당량비 범위를 넓게하는 형상을 적용하여 활용성을 더욱 높이며 한편 이중 모드 램젯/스크램젯 엔진의 개발에 적용하는 연구로 발전시킬 수 있을 것으로 판단된다.
