Performance investigation of a ramjet model in a pulse facility at Mach 4 and 5

The evolution of propulsive systems has been incredible fast in the last century leading to new and sophisticate devices, making science face with supersonic and hypersonic flights. This work wants to analyse the CNR pulse facility used to run experimental tests involving a small-scale ramjet model, fuelled by gaseous hydrogen and oxygen and all the performance obtained. The system is based on a rocket combustion starter that can work as principal injection system and on the possibility of secondary injection. Tests are characterized by constant geometry with a nominal Mach number equal to 4, different H_2 and O_2 pressure distribution is investigated, thrust increment with two independent methodologies, test flow conditions repeatability and all the main parameters such as specific impulse, net uninstalled thrust, specific thrust, combustion efficiency, wall heat transfer rate and combustion total heat rate. This configuration is compared with another one presenting a diffuser at the inlet of the combustion chamber, leaving unchanged all the rest, causing an improving of fluid dynamics conditions and some parameters for medium-low equivalence ratio with no unstarted inlet issue. The last setup keeps the diffuser at the end of the compressor considering Mach 5. It experiences different reductions, in particular the specific impulse. All the tests can be characterized by some problematics such as inlet unstart, combustion issues, difficult self-sustained combustion, these situations are clarified and showed in proper plots and tables.

L’evoluzione dei sistemi propulsivi è stata incredibilmente rapida nell'ultimo secolo, portando a nuove e sofisticate apparecchiature, facendo si che la scienza affronti i voli supersonici ed ipersonici. Questo lavoro intende analizzare l’impianto ad impulsi del CNR utilizzato per eseguire prove sperimentali riguardanti un modello in piccola scala di ramjet, alimentato da idrogeno ed ossigeno gassoso e tutte le prestazioni ottenute. Il sistema è basato su di un sistema di accensione a razzo che può lavorare come iniezione primaria e sulla possibilità di iniezione secondaria. Le prove sono caratterizzate dalla geometria costante con un numero di Mach nominale pari a 4, distribuzione differente di pressione di H_2 e O_2, incremento di spinta con due metodologie indipendenti, ripetibilità delle condizioni di flusso di ogni test e tutti i parametri principali come l’impulso specifico, spinta netta non installata, spinta specifica, rendimento di combustione, potenza termica a parete e la potenza termica totale di combustione. Questa configurazione è confrontata con un’altra che presenta un diffusore all’inizio della camera di combustione, lasciando invariato tutto il resto, causando un miglioramento di condizioni fluidodinamiche e di alcuni parametri per un medio-basso rapporto di equivalenza senza avere problemi di disavviamento della presa d’aria. L’ultima configurazione mantiene il diffusore al termine del compressore considerando un Mach 5. Esso presenta diverse riduzioni, in particolare dell’impulso specifico. Tutti i test possono essere caratterizzati da alcune problematiche come il disavviamento della presa d’aria, problemi di combustione, difficile combustione auto-sostenuta, queste situazioni sono messe in luce e mostrate attraverso opportuni grafici e tabelle.