• 한국추진공학회지
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• 제4권2호
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• pp.12-20
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• 2000

The numerical analysis, including chemical reaction of an entire ramjet engine is studied to understand the ignition transient mechanism and the dynamic characteristics of the Integrated Rocket Ramjet System comprehensively. Details of how a subsonic combustion environment is established from the supersonic ram air after removal of the inlet port cover, are examined during the ignition transient. Various physical processes are investigated systemically, including ignition, flame propagation, flame dynamics, and vorticity evolution.

• 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 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.258-265
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• 2017

고속추진체계의 시험평가에는 많은 비용과 시간이 필요하므로 시험자료의 양은 항상 부족하고, 설사 있더라도 지상시험 환경이 실제 비행조건과 일치하는 경우가 드물다. 이러한 이유로 설계자들은 설계결과에 대한 불확실성을 정량적인 확률로 제시하는데 어려움을 가지고 있다. 본 논문에서는 Evidence 기법을 이용하여, 시험자료 대신 개발자들의 경험과 공학적인 지식을 바탕으로 불확실성을 모델링하는 방법을 연구하였다. 연소효율은 이중연소램제트 엔진의 초기설계단계에서 가장 예측하기 어려운 변수중의 하나이다. 유사분야의 경험을 가진 설계자들이 이 값을 제시하는 것으로 가정하여 이중연소램제트 엔진의 설계결과에 대한 불확실성을 산출하였다. 나아가 흡입구와 연소기 출구면적으로 설계변수로, 추력성능과 thermal choking의 가능성을 제약함수로 하는 신뢰성 최적설계를 수행함으로써 시스템의 안전성을 확보하면서 최적의 성능을 얻을 수 있는 설계기법을 탐색하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.13-19
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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(Supersonic free-jet blowdown)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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• 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.

• 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.

• 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.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.12-12
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• 1998

무기체계의 추진체로서 고체 로켓트 추진기관이 제작의 용이성, 구조의 간단성, 이에 따른 저렴한 제작비, 그리고 고 신뢰도 확보가능 등의 여러 장점으로 대부분의 현존 전술 유도무기에 채택되어 사용되어 오고 있으나 대응, 방어 무기체계의 빠른 발전으로 이에 따른 새로운 추진기관의 유도무기체제가 요구되고 있다. 램제트 기관은 공기흡입추진기관으로 상대적으로 높은 비추력(1000-2000s)과 추력 중량비(∼20)을 가지며, 이로 인해 기존의 로켓 엔진에 비해 4-5배의 성능을 낼 수 있으며, 초음속 장거리 비행에 적합하다며, 또한 높은 속도영역까지 운용가능하고 구조가 비교적 간단하다.