• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.1
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• pp.67-83
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• 2005

The evolution of hypersonic scramjet engines was reviewed from the 1960s to the present. Concepts of hypersonic air-breathing propulsion systems based on scramjet engine, such as combined-cycle engine, were described and compared with other high-speed propulsion systems. The development history of scramjet engines over the past 40 years odd was introduced with priority given to the efforts in the United States, and the current status of scramjet technology was reviewed through the recent development programs in several developed countries.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.6
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• pp.9-16
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• 2010

The SFRJ(Solid Fuel Ram-Jet) propulsion is attractive for projectiles because of the combination of high propulsive performance and low system complexity more than conventional projectiles. The Objective of this research was to characterize the inlet aerodynamic characteristics (center-body & pitot type) in SFRJ. Diffuser static pressure & combustion chamber pressure was tested and the AoA was changed $0^{\circ}$ and $4^{\circ}$ at Mach number of 3.0 for performance estimate. The performance study of inlet was carried out with the Schlieren system and Supersonic cold-flow system. Under mach 3.0, the center-body showed twice higher total pressure recovering ratio than the pitot type. A Computational fluid dynamic solution is applied internal flow of inlet and the solutions are compared with experimental results.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.57-61
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• 2004

As a kind of application of laser propulsion, air-breathing laser-spike engine can be designed for aircraft in atmospheric flight. Laser-spike engine generates thrust using the blast wave induced by laser energy instead of combustion process. And this engine use air as propellant, therefore, it need no on board propellant. For experimental study, supersonic wind tunnel and spark generator were used. Flow visualization was performed using 2-dimensional laser-spike engine model And numerical simulation of the corresponding case for the experiment was done and compared with experimental case. Detailed results will be discussed at the presentation.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2015.03a
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• pp.612-617
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• 2015

초음속 흡입구는 고속 비행에서 발생하는 충격파를 이용하여 제트엔진 내부에 유입되는 공기를 압축시키는 구조로써 주로 램제트와 스크램제트 엔진에 적용되어 연구개발이 진행되어 왔으며 현재는 미사일의 추진체 개발에도 응용되고 있다. 초음속 영역에서의 흡입구는 cone 모양의 스파이크 구조를 통해 경사충격파가 생성되어 외부에서의 공기압축을 먼저 거치게 된다. 본 연구에서는 EDISON CFD를 이용하여 외부압축 초음속 흡입구 주위의 공기유동을 해석하고 Cubbison, R.W.의 풍동실험 결과와 비교 분석하였다. 초음속 흡입구 주위의 유동을 2D 축대칭 압축성 유동으로 가정하고 EDISON CFD의 2D_Comp_P 솔버를 사용하여 수치해석을 수행하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.10-10
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• 2000

램제트 엔진은 비추력이 높고 추력 레벨은 낮으므로, 2단 추진기관에 적합한 추진 시스템이다. 1단-추진기관의 작동이 끝나고, 2단 램제트 엔진이 점화 후 안정된 연소에 도달되기까지 비행체의 속도는 항력에 의하여, 초당 약 마하수 0.1 정도씩 감소된다. 1단 연소 후 2단 램제트로 전환되는 지연시간이 길수록 1단에서 요구되는 종말 가속도는 증가되므로, 1단이 차지하게되는 부피는 증가되고 비행체의 크기 또한 늘어나게 된다. 따라서 1단에서 2단 램제트로 천이되는데 소요되는 시간을 가능한 짧게 하는 것이 효과적이다. 그러나 램제트 엔진의 특성상 선결되어야할 다음과 같은 여러 문제들이 있다. 첫째, 1단 작동 시 공기 흡입구와 연소실은 차단벽으로 분리되어 있다가, 1단 연소후 차단막이 제거되어 외부공기가 램제트 연소실로 흡입된다. 흡입되는 공기는 흡입구의 형상에 의하여 램 압축되지만 초음속으로 연소실을 통과하게된다. 연료 주입 구에서 공급되는 연료는 연소실에서 유동의 흐름방향(streamline)에 따라서 연소실로 확산되는데, 연소되기 전에는 유속이 빠르게 노즐로 빠져 나가므로 램제트 연료가 재순환 구역(recirculation zone)으로 침투하는데 쉽지가 않다. 둘째, 연소실 입구에서 발생되는 와류 (ring vortex)는 1단 연료의 고온 연소 가스를 연소실로 확산시키는데, 비 균일한 온도 분포를 유발하여 램제트 연료의 점화에너지가 공급되는 시간이 적당하지 않을 경우 균일한 화염 전파에 악영향을 준다. 셋째, 연소실에서의 빠른 유동 조건은 연료가 연소실에 머무를 수 있는 시간을 감소시키며, 연소실 입구에서 강한 전단 응력이 발생되어 화염이 안정화되는데 악 영향을 미치게된다. 본 논문은 공기 흡입구, 연소실 및 노즐을 통합하여 수치해석을 하였으며 열유동/점화/연소등의 미케니즘을 이해하고, 주요 인자들 중 와류의 영향에 초점을 맞추었다.다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14) 식도경 시행회수는 1회가 17례(54.8%), 2회가 9례(29.0%), 3회 이상이 5례(16.1%)였다.EX>$IC_{50}$/ 값이 210 $\mu\textrm{g}$/$m\ell$로서 효과적

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.13-13
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• 2000

램제트 엔진에 대한 기초 연구로서 양쪽 대칭의 공기 흡입구를 갖는 2차원 형태의 램제트엔진 연소기를 제작하여 그 특성을 분석하였다. 실험은 흡입공기의 연소실내 유입각도와 연소실내의 도움 위치에 따른 연소실 형상을 바꾸어가며 연소기내의 유동특성을 살펴보았다. 이를 위하여 고속 유동장의 2차원 평면 속도 분포를 측정할 수 있는 two color PIV 기법을 개발하였다. 이 기법은 다른 색의 두 레이저빔을 사용하여 방향성의 문제를 해결하며, 이미지의 색 분리에 따른 거의 완벽한 cross-correlation이 가능하며 높은 single-to-noise 비를 얻게 됨으로써 dynamic range의 증가가 가능해지며, 조사 영역 안에 존재해야 하는 입자 쌍의 수가 줄어들게 된다.(중략)

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.3
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• pp.97-108
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• 2018

It is definitely important to measure thrust during ground test when developing air-breathing engine, and in case of air-breathing engine, gross thrust should be calculated considering not only the measured thrust but also the force induced by the air flow of engine intake. Also, side thrust like yaw and pitch should be measured and analyzed using multi-component thrust measurement system. Engine performance was accurately evaluated by calculating the gross thrust of air breathing engine precisely which is analyzed from below serial procedure: labyrinth seal isolation, 1-axis gross thrust calculation, develop multi-component thrust measurement system, and side thrust analysis.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.26 no.4
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• pp.10-20
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• 2022

The performance analysis test of the scramjet engine intake was conducted under the Mach 5 condition of the scramjet engine test facility, a free-jet ground test facility of the Korea Aerospace Research Institute. A pitot/static pressure rake installed at the rear of the isolator was designed and manufactured to measure the total pressure recovery rate and mass capture ratio, which are typical performance factors of the scramjet engine intake. The effect of the rake mounted at the rear of the isolator on the intake, the performance analysis measured by the rake, and the change in wall static pressure distribution according to the angle of attack were performed. Finally, the point at which the intake unstart occurred was confirmed by using the rear back pressure adjusting device, which simulates pressure rise in the combustor, and the results are summarized in this paper.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.04a
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• pp.272-275
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• 2007

The combustion efficiency of the solid fuel ramjet is affected by the inlet air temperature. And this inlet air temperature is dependent on the flight Mach number and the environment air temperature. If the flight altitude is changeable, the inlet air temperature and also the air density vary. The performance efficiency is investigated with this variables related to the combustion efficiency.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.20 no.4
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• pp.104-111
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• 2016

The flame stabilization is one of the topics which have to be solved for the airbreathing propulsion systems, using the entering air which is supersonic velocity as an oxygen sources. Making a recirculation zone with an eddy flow, installed the reducing velocity devices such as the bluff body, is the typical method of the flame stabilization. Recently using a cavity flame stabilization at the wall is an emerging technique as an effective method which extends the stabilization zone, and the related research papers have been published on the flow separation and reattachment, pressures and oscillations including length/depth ratios in the cavities. Even though, still there are lots of topics to study more in the cavity flame stabilization field as the preceding techniques, as well as the research and the development of the airbreathing propulsion system itself.