다상유동 시뮬레이션을 수행하여 패일론(pylon) 인젝터를 갖춘 공동(cavity) 기반 초음속 연소기에서 등유(kerosene) 액체 연료의 분사 및 분무(파쇄) 특성을 조사한다. 액상 다중 분사에서의 분무 과정(breakup process)을 해석하고 분사 현상을 고찰하기 위해 균질 혼합물 모델, 오일러(Eulerian)–라그랑지안(Lagrangian) 변환 기법, 적응 격자 보정(AMR) 방법을 사용한다. 난류 모델링에는 대와류 모사(LES) 모델을 적용하고, 이차 파쇄 및 증발 과정을 위해 Kelvin–Helmholtz Rayleigh–Taylor(KH–RT) 하이브리드 모델과 Abramzon 증발 모델을 사용한다. 본 연구는 분사 위치와 당량비(equivalence ratio)가 변화할 때 액체 연료의 파쇄 및 혼합 효율을 분석한다. 유동 특성, 액적 분포, 총 압력 손실을 평가한다. 특정 액적 크기를 고려한 연료 분포는 실험 데이터와 비교되며, 그 결과 양호한 일치를 보인다. 패일론 주변 유동, 액체 분사 위치, 인접 벽 사이의 상호작용은 연료 분포 및 분무 특성에 크게 영향을 미친다. 벽 인접 분사(wall-adjacent fuel injection)인 경우, 벽 근처에서의 유동 정체(stagnation)가 증가함에 따라 분무 길이가 연장되며, 연료 분포는 당량비와 분사 위치에 의해 추가로 영향을 받는다. 그러나 당량비와 연료 분사 위치는 총 압력 손실에는 미미한 영향을 미친다.

초음속(극초음속) 항공기 설계는 X-51, HGB, HTV2와 같은 기종에서 잘 드러나듯이 공력 가열(aerodynamic heating)이라는 중대한 과제에 직면해 있다. 극초음속 비행 동안 기체 표면 온도는 최대 2200K에 이를 수 있으며, 이는 심각한 손상을 초래한다. 공력 가열은 항공기 표면에 영향을 미치며 경계층의 상태에 따라 달라진다. 층류 경계층은 낮은 열전달률을 보여 손상이 최소화된다. 그러나 난류는 열전달률을 급격히 증가시켜 열적 손상을 발생시킨다. 층류에서 난류로 전이되는 천이(transition) 구간에서는 가장 높은 열전달률이 나타난다. 이를 완화하기 위해 열 차폐물(heat shields), 표면 냉각 제트(surface cooling jets), 다공성 표면(porous surfaces)과 같은 기법들이 사용되어 층류 경계층을 유지한다. Mack Second Mode 불안정성은 층류-난류 전이를 유발하는 주요 요인이다. 다공성 표면을 통해 이러한 불안정성을 지연시키면 난류와 관련된 손상을 감소시킬 수 있다. 다만 다공성 재료를 전체 표면에 적용하면 중량이 증가하므로 선택적 적용이 중요하다. 본 연구는 Mack Second Mode를 가시화하고 표면 열전달률을 측정하여 경계층 전이를 진단하는 것을 목표로 한다.

액체 추진제 공급 시스템의 주요 목적은 추진제를 엔진에 공급하여 임무 수행의 안정성을 확보하는 데 있다. 따라서 시스템 설계는 명시된 요구사항을 충족하는 동시에 불안정성에 기여할 수 있는 요인들을 최소화하는 것을 목표로 해야 한다. 모델링 및 시뮬레이션(M&S) 기법은 일반적으로 효율적인 설계를 달성하기 위해 사용되며, 초기 개발 비용과 시간을 줄이기 위해 다양한 조건을 제약 없이 시뮬레이션할 수 있다는 등의 장점을 제공한다. 그 결과, M&S 프로그램의 성능과 정확도는 전체 개발 과정에 상당한 영향을 미칠 수 있다. 본 연구에서는 특성 방법(MOC)을 사용하여 배관 내 유동을 효과적으로 계산함으로써 정확도와 성능이 우수한 M&S 코드를 개발하였다. 자체 개발 코드의 효율성은 상용 프로그램의 시뮬레이션 결과와 비교하여 평가하였다. 또한 검증을 위해 급수 실험을 수행하고, 실험 결과를 두 가지 시뮬레이션 결과와 비교하였다. 비교 분석 결과, 자체 개발 코드는 상용 프로그램에 비해 우수한 성능과 정확도를 보였으며, 평균 정확도는 약 2%~3% 향상되었고 계산 성능은 약 1.7배 더 빠른 것으로 나타났다.