• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.53-62
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• 2003

램제트 및 스크램 제트 엔진의 개발을 위한 초음속 지상 추진 시험설비는 고고도, 고속 비행 조건을 모사하기 위해 고도 및 마하수에 따른 공기의 전압력과 전온도, 연소실 유입공기의 산소 농도 및 비열비 등의 조건을 구현할 수 있어야 한다. 그리고 비행체에서 발생하는 경사충격파의 영향을 모사할 수 있어야 한다. 본 연구에서 설계한 지상 추진 시험 설비는 초음속 자유 제트 불어내기 방식으로, 고압공기 공급원(최대 가압 압력 32MPa), 가열기(vitiation 타입), 초음속 디퓨저, 이젝터 및 시험부(노즐 출구=200mm${\times}$200mm)등으로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.21-31
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• 2017

본 연구에서는 모드 천이가 발생하는 동안 상세한 유동 특성을 조사하기 위해, 이론분석과 수치해석을 수행하였다. 이론분석은 기존의 기체역학과 종래 보고된 이론식들 재정립하였으며, 수치해석은 2차원 비정상 압축성 Navier-Stokes 방정식을 풀기 위해 fully implicit finite volume scheme을 사용해 수행하였다. 해석의 검증을 위하여 실험 결과와 비교하였다. 격리부 입구 전온도와 수소 연료의 당량비를 변화시키면서 모드 천이에 미치는 영향을 조사하였다. 해석과 실험 결과는 정성적으로 잘 일치하였다. 당량비가 증가하면 스크램제트 모드에서 램제트 모드로 천이가 발생하였다. 이 때, 천이는 당량비에 따라 불연속적으로 나타나며, Non-allowable region이 존재하였다. 한편 격리부 입구에서 전온도의 증가는 모드 천이 경계를 변화시켰다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.395-399
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• 2009

최신 엔진에 사용되는 애프터버너는 늘어난 엔진의 출력밀도(Power Density)를 감당하기 위해 기존 애프터버너와는 다른 설계 패러다임을 가지게 되었다. 가장 눈에 띄는 변화로는 애프터버너로 유입되는 공기의 온도 상승으로 인해 연료분사장치/화염안정화장치가 통합되는 설계 방식이다. 또한, 운용성을 좋게 하기 위해 Radial 형태의 형상을 사용한다. 최신예 엔진인 F414 및 F110-GE-132 엔진에는 이와같은 형태의 장치에 추가로 CMC(Ceramic Matric Composite)가 사용된 가변노즐과 ejector 노즐을 적용한 능동 냉각 개념의 가변노즐등으로 엔진 부품의 수명을 늘려서 경제성을 제고한 것으로 조사되었다. 이러한 기술 경향은 차세대 램제트 엔진이나, TBCC와 같은 복합싸이클 엔진에도 적용가능할 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.17-17
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• 1997

극초음속 여객기와 군사용 항공기에 대한 수요가 증가함에 따라서 새로운 개념의 다양한 추진기관이 연구가 진행되고 개발되어 왔다. 초음속 항공기의 속도 영역은 마하 10-20 정도가 되는데 이 속도 한계를 극복하기 위하여 초음속 연소 램제트 엔진(SCRamjet; Supersonic Combustion Ramjet)이 제안되었다. 스크램 제트를 개발하기 위해서는 연료와 산화제의 혼합 효율 문제, 화염의 안정화 문제, 벽면의 냉각에 관한 문제 등 몇 가지 기본적인 문제들을 해결해야 한다. Univ of Michigan에서 실험한 연소기를 모델로 본 연구에서는 연료와 공기의 혼합에 관한 수치 연구를 수행하였다. 다원 혼합기체에 관한 축대칭 Navier-Stokes 방정식을 지배 방정식을 이용하였고 비평형 화학반응식을 고려하였다. 공간 차분에는 유한 체적법을 이용하였다. 대류 플럭스 항은 Roe의 Upwind FDS 기법을 사용하여 차분하였고 점성항에는 중심 차분법을 이용하였다. 시간 적분법으로는 근사 자코비안과 LU분할 기법을 이용한 완전 내재적 방법이 쓰였다. 난류 모델로는 Mentor에 의해 제안된 2 방정식 k-$\varepsilon$/k-$\omega$ 혼합모델을 사용하였다. 유동장이 실험에서의 찍은 사진과 유사한 모습의 충격파 간섭을 수치 모사하였고 수소가 확산되는 모습과 함께 노즐 lip 주위의 재순환 영역에 대해서 살펴볼 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권6호
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• pp.10-18
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• 2015

로켓 기반 공기흡입추진(RBCC : Rocket Based Combined Cycle) 엔진이 적용된 재사용 발사체의 요구 중량 및 성능을 분석하고 예측하였다. RBCC 엔진을 위해 개발한 엔진 모델과 비행체 궤적 모델을 통합하여 RBCC 기반 재사용 발사체의 궤적 및 성능계산 모델을 개발하였으며, 기존 논문의 결과와 비교함으로써 검증하였다. 개발된 모델과 기존 논문을 바탕으로 총 이륙중량 15톤의 재사용 발사체에 대한 무게분석과 엔진의 요구 조건을 도출하였으며, 엔진의 모드 전환 마하수 변화 등에 따른 비행체의 추진제 요구량 변화를 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.579-583
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• 2011

램제트 및 스크램제트와 같은 공기흡입식 추진기관의 구성품 기반 모델 및 추진시스템 시뮬레이션에 대해 연구하였다. 시뮬레이션 모델은 엔진제어기 및 연료공급 시스템을 포함하여 공기흡입구, 연소기, 노즐 등으로 구성된 공기흡입식 추진기관의 특성을 고려하여 각각의 구성품을 종합한 모델로 구현하였다. 엔진의 성능 및 제어기의 동작 특성을 검증하기 위해 실제 환경을 모사하여 실시간 기반 Hardware In the Loop System(HILS)을 구현하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.61-70
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• 2006

마하 4 비행 조건에서 작동하는 고성능 램제트와 듀얼모드 스크램제트 엔진의 초음속 공기 흡입구 모델을 설계하였다. 배압, 받음각, 요각 등 비행 변수의 변화에 따른 내부 유동 특성을 파악하기 위하여 규슈대학교의 불어내기식 초음속 풍동을 이용한 실험을 수행하였다. 유동 가시화를 위하여 쉴리렌 기법, 오일 가시화 기법을 이용하였으며, 정량적 성능 분석을 위하여 표면 압력 및 전압력을 측정하였다. 실험의 결과는 전산 유체 해석과 비교하였다. 본 연구는 기본적이지만 찾기 힘든 고 마하수 초음속 공기 흡입구 유동의 실험 결과를 제시한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.59-63
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• 2003

액체 램제트의 연소 현상을 연구하기 위한 소형 직접 연결식 시험 장치에 대한 개념 설계 방법을 기술하였다. 본 시험 장치를 이용하여 수 차례의 시험 결과 시험장치가 정상적으로 작동됨을 확인하였다. 측정된 연소실 압력 데이터에서 약190Hz대의 특정 주파수가 계측되었으며, 이는 연소실의 1L 음향 주파수(1200Hz)와는 차이가 큰 것이다. 불안정 모드를 야기하는 원인으로 dump combustor에서 발생되는 흡입 공기의 vortex street, 쵸크 되지 않은 긴 흡입관에서 발생되는 흡입구의 resonance, 관측창으로 인해 변형된 연소실 형상 등이 그 원인으로 판단된다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권5호
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• pp.73-80
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• 2018

고속 추진체계의 개발 초기는 자료의 부족, 비용 제약, 지상에서 실제 비행환경 모사의 어려움 등으로 불확실 요소들을 확률분포의 형태로 모델링하기 어려운 실정이다. 이러한 이유로 본 연구에서는 이중연소 램제트를 대상으로 전문가들의 경험에 의한 연소효율 정보를 수집하여 이를 에비던스 이론으로 모델링하여 불확실성을 정량화 하였다. 정량화한 불확실성 정보를 이용하여 흡입구와 연소기의 출구면적에 대하여 추력여유와 열질식의 불확실성을 고려한 신뢰성 최적설계를 수행하였다. 한정된 불확실 정보를 가지고 엔진의 개념설계가 가능함을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권3호
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• pp.56-66
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• 2013

RBCC엔진을 적용한 VTHL(Vertical Take off and Horizontal Landing)/ TSTO(Two Stage To orbit) 방식의 재사용 발사체의 중량저감효과에 대해 연구하였다. 발사체의 중량과 추력을 예측하기 위해 발사체의 운동방정식을 해석하고 기존의 로켓발사체의 제원과 비교하여 검증하였다. 해석결과로부터, 2.5 ton의 탑제체를 고도 200 km 지구 원궤도에 투입하는 임무에 대해, RBCC엔진을 1단에 배치한 A형 발사체가 RBCC엔진을 2단에 배치한 B형 발사체보다 훨씬 적은 중량으로 동일한 임무를 수행할 수 있는 것으로 나타났다. 또한 A형 발사체는 동급의 탑재중량을 갖는 기존의 로켓발사체의 약 25.8%의 중량을 갖는 것으로 예측되었다.