Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference (한국추진공학회:학술대회논문집)

  • 2001.04a
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  • Pages.35-38
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  • 2001
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  • 1975-342X(pISSN)
The Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회)
권호 표지

Characteristics of Hypersonic Airbreathing Propulsion System and Preliminary Design of Supersonic Combustion Tunnel

극초음속 추진기관의 특성 및 초음속 연소 풍동 기초 설계

  • 김정용 (충남대학교 항공우주공학과) ;
  • 허환일 (충남대학교 항공우주공학과)
  • Published : 2001.04.01
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Abstract

The aerothermodynamic characteristics of SCRamjet engine for the airbreathing populsion system of the next generation flight vehicle are described. As the flow is passing by, combustion caused the total pressure loss and the Mach number decrease, but nozzle exit velocity is large enough to produce net thrust. To simulate supersonic combustion test, preliminary design of ground-based blowdown type supersonic combustion tunnel is attained. Minimum allowable operating pressure and mass flow rate are calculated for the design Mach number of 2.5 at the test section of a supersonic combustion tunnel.

차세대 추진 기관으로 연구되고 있는 스크램제트 엔진의 열역학적 특성들을 검토하였다. 유동이 엔진을 통과하면서 연소에 의해 전압력이 손실되고 노즐 출구 마하수가 감소하지만, 고온 연소 가스가 배출되기 때문에 실질적인 속도는 증가하게 되고 추력이 발생한다. 초음속 연소를 모사하기 위해 blowdown 형태의 초음속 연소 풍동 설계를 위한 개념 설계가 이루어졌다. 초음속 풍동 시험부에서 마하 2.5의 속도를 유지하기 위한 작동 압력과 질유량이 계산되었다.

Keywords