Performance analysis for ramjet and scramjet modes of RBCC engine model at Mach 5.5

This thesis work provides a detailed experimental study and performance analysis on ramjet and scramjet modes of operation of a small-scale Rocket-Based Combined-Cycle engine. The engine model was developed at the Consiglio Nazionale delle Ricerche-Istituto per Energetica e le Interfasi, Milano (CNR-IENI-Milano) and tested in its hypersonic pulse facility. The engine model is based on a rocket sub-system, which works initially as a combustion starter in the early phase of each test, then it works as a primary cold-fuel injector for the rest of the test time. The secondary injector is placed in the main engine combustion chamber and provides only cold-fuel, if needed. The fuel and oxidizer used in the test were hydrogen and oxygen respectively. Vitiated airflow was provided to the engine inlet from the facility nozzle. The engine model is parametric i.e. it could change its geometry depending on its operating mode. The main difference between the ramjet and the scramjet configurations is in the existence of the throat section which is totally removed in the scramjet case. Also, the compressor end section is slightly narrower for the scramjet compared with the ramjet mode. The simulated flight Mach number for both modes was 5.5. The same mass flow rate was provided to the engine inlet for all tests. A Fortran 77 code was used for physical modelling and analysis of the data obtained from the pressure, temperature and force sensors installed in the engine. The code provides the time history of the performance parameters and their average value over 50 milliseconds. Many tests were performed for the two modes with different fuel and oxidizer injection pressures and/or different injection time in order to obtain different equivalence ratios. In this paper, the performance is determined by plotting the average value of the performance parameters (such as Thrust, specific impulse, propulsive efficiency, combustion efficiency…etc.) against the average value of equivalence ratio. The extreme limits of the equivalence ratio represent the value after which the engine starts to encounter performance drop and unstarting problems. The thrust increment was obtained from the unfueled and fueled tests by two ways: one is directly from the difference between the load-cell measurements, and the other is from the difference between the axial forces obtained from the momentum computation. Both ways were compared to verify the validity of the computational model. The results have shown a descent agreement between experimental results and computational models.

Questo lavoro di tesi fornisce uno studio sperimentale dettagliato e un'analisi delle prestazioni sulle modalità operative di ramjet e scramjet di un motore a ciclo combinato a razzo su piccola scala. Il modello del motore è stato sviluppato presso il Consiglio Nazionale delle Ricerche-Istituto per Energetica e le Interfasi di Milano (CNR-IENI-Milano) e testato nella sua struttura a impulsi ipersonici. Il modello del motore è basato su un sottosistema di razzi, che inizialmente funziona come dispositivo di avviamento della combustione nella fase iniziale di ciascun test, quindi funziona come un iniettore primario a combustibile freddo per il resto del tempo di test. L'iniettore secondario è posto nella camera di combustione del motore principale e fornisce solo combustibile a freddo, se necessario. Il carburante e l'ossidante usati nel test erano rispettivamente idrogeno e ossigeno. Flusso di aria viziato è stato fornito all'ingresso del motore dall'ugello della struttura. Il modello del motore è parametrico, cioè potrebbe cambiare la sua geometria in base alla sua modalità operativa. La principale differenza tra le configurazioni del ramjet e dello scramjet è l'esistenza della sezione della gola che è completamente rimossa nel caso scramjet. Inoltre, la sezione terminale del compressore è leggermente più stretta per lo scramjet rispetto alla modalità ramjet. Il numero Mach di volo simulato per entrambe le modalità era 5,5. La stessa portata massica è stata fornita all'ingresso del motore per tutti i test. Un codice Fortran 77 è stato utilizzato per la modellazione fisica e l'analisi dei dati ottenuti dai sensori di pressione, temperatura e forza installati nel motore. Il codice fornisce la cronologia temporale dei parametri di prestazione e il loro valore medio oltre 50 millisecondi. Sono stati eseguiti molti test per le due modalità con diverse pressioni di iniezione di combustibile e ossidante e / o tempi di iniezione diversi al fine di ottenere diversi rapporti di equivalenza. In questo documento, la performance è determinata dalla rappresentazione del valore medio dei parametri di prestazione (come spinta, impulso specifico, efficienza propulsiva, efficienza di combustione ... ecc.) Rispetto al valore medio del rapporto di equivalenza. I limiti estremi del rapporto di equivalenza rappresentano il valore dopo il quale il motore inizia a riscontrare un calo di prestazioni e problemi di avviamento. L'incremento di spinta è stato ottenuto dai test non alimentati e alimentati da due modi: uno è direttamente dalla differenza tra le misure della cella di carico e l'altro è dalla differenza tra le forze assiali ottenute dal calcolo del momento. Entrambi i modi sono stati confrontati per verificare la validità del modello computazionale. I risultati hanno mostrato un accordo di discesa tra risultati sperimentali e modelli computazionali.