• 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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• 제10권1호
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• pp.54-63
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• 2006

이젝터는 고속의 주 유동으로 주변의 낮은 운동량을 가지는 유동을 운동량 교환을 통해 압축시켜 수송하는 장치로서 각종 초음속 시험설비의 마하 4, 고도 20 km 이상의 고고도 조건을 모사하기 위한 목적으로 사용될 수 있다. 항공우주연구원에서는 램제트 엔진 시험설비의 마하 $4\sim5$, 고도 $20\sim25km$의 작동조건을 모사하기 위한 이젝터를 설계하기 위하여 일본 항공우주연구소(JAXA)의 램제트/스크램 제트 엔진 시험설비(RJTF)의 공기 이젝터 성능해석 기법 및 설계 기법을 적용하여 기본 설계를 수행하였다. 또한 설계된 이젝터 형상을 토대로 FLUENT를 이용한 수치해석을 수행하여 이젝터 시스템 내부의 충격파 구조와 고고도 조건 모사를 위한 흡입 압력 값 및 시스템 내에서 냉각이 요구되는 영역을 파악하고 기본 설계 과정 결과의 타당성을 검증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.72-86
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• 2006

램제트 추진기술에 대한 최근 개발동향과 필요 주요기술을 분석하였다. 통합 부스터의 장점을 극대화하면서 부스터의 총역적을 다양하게 조정하는 기술, 램제트 연소실의 길이는 최소화하면서 화염을 안정시키는 기술, 비행 운용범위를 다양하도록 하는 가변노즐 기술, 장시간 작동을 가능하게 하는 열차폐 기술 등이 소개/분석되었다. 여러 나라에서 다양한 램제트 추진기술을 개발해왔으며, 원초적 기술은 어느 정도 성숙되었으며, 군사적 응용과 복합사이클을 사용하는 민수용으로의 적용이 확대되고 있는 추세이다. 보다 효과적으로 다양한 발사 프랫폼에 공통으로 적용 가능한 다용도 램제트 기술 개발을 위하여 최근에 여러 유도탄(미국의 JSSAM, 러시아의 Yakhont)들이 연구되었으며, 이는 기술 신뢰도 향상 및 개발경비 절감을 높일 수 있다는 기대로 도전적 연구가 진행되고 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 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.285-289
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• 2017

레이저 유도 플라즈마 분광분석법 (Laser-induced breakdown spectroscopy : LIBS) 은 기존의 레이저 기반의 연소 진단 기법들의 약한 신호세기, 복잡한 장비 구성, 낮은 정확도 등의 단점을 보완하는 기법이다. 본 연구에서는 LIBS를 활용하여 스크램 제트 엔진의 연소 가스 온도를 측정하기 위한 기초 연구가 수행되었다. 스크램 제트 엔진에서 사용되는 Jet A-1 연료로 스프레이 화염을 만들고 교정된 열전대로 화염 상부에서의 가스 온도를 측정하였다. 그리고 열전대의 온도 측정위치와 동일한 지점에서의 LIBS 신호를 획득하였다. LIBS 스펙트럼을 분석하여 LIBS 신호와 열전대로 측정된 기준 온도와의 보정곡선을 얻었다. 그래서 본 연구를 통해 LIBS를 활용하여 연소 가스의 온도를 in-situ 하게 측정할 수 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.330-335
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• 2017

초음속에서 극초음속 영역까지 광범위한 비행영역에서 작동 가능한 추진시스템으로 램제트와 스크램제트의 장점을 포함하는 복합사이클을 적용한 이중램제트에 대한 연구가 많은 선진국에 의해 수행되고 있다. 여기서 이중모드 램제트는 하나의 연소기 즉, 동일한 유동 경로상에서 아음속과 초음속 연소가 이루어져 램제트와 스크램제트 모드로 각각 작동되는 엔진이다. 본 연구에서는 이중모드 스크램제트 엔진의 비행마하수 3.5 ~ 6조건으로 설계된 지상시험모델에 대한 연소시험을 수행하였다. 특히 고도 27.6km 및 Mach 6조건에서의 연소시험 결과를 통해 이중모드램제트의 스크램제트 연소현상을 확인하고 적용된 설계 방안 등에 대한 검증을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권11호
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• pp.909-917
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• 2021

본 연구에서는 스크램제트 제어모델 정립을 위한 1차원 연소기 해석 솔버가 구축되었다. 유체에 대한 지배방정식 및 아레니우스 식 기반의 연소모델, 연료분사모델이 솔버 내에 구현되었으며, 해석이 수행되었다. 솔버의 검증을 위하여 0차원 점화지연 문제 및 1차원 스크램제트 연소해석 문제가 도입되었으며, 현 솔버가 선행 문헌의 결과들을 성공적으로 재현해 내고 있음을 확인하였다. 이어서 아음속 조건에서의 해석을 위한 램제트 해석 알고리즘이 구축되었으며, 열질식 위치를 통해 램제트 조건에서 연소기 입구 마하수를 확정하는 해석이 수행되었다. 램조건에서 PCST (precombustion shock train) 해석을 위한 모델이 도입되었으며, 천이구간 해석을 위한 알고리즘이 도입되었다. 또한 코드 내 램모드 해석의 적절성을 판단하기 위해 격리부 내 의사충격파 길이를 통해 불시동 발생 여부가 분석되었다.

• 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 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.339-342
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• 2008

PSP는 산소��칭원리에 의해 모델표면의 전역적 압력정보를 측정할 수 있는 기법이다. 본 연구는 자유류 마하수 2.5에서 수직 제트 분사와 Cavity를 이용한 스크램제트의 연소실 내부에서의 공기와 연료의 혼합 특성을 알아보기 위해 PSP를 사용하여 표면압력을 측정하였다. 그 결과 Cavity의 크기가 커질수록 공기-연료의 혼합정도가 커지는 것을 알 수 있었다.. 또한 CFD와 압력공을 이용하여 측정 압력값을 비교하였다. 그 결과 충격파의 형태 및 전단경계층의 두께 변화 등의 정성적 결과가 모두 일치하였으며, 압력측정 결과 약간의 오차는 발생하였으나 3D Bow Shock이 위치한 지점에서의 압력 및 Vorticity가 크게 나타나는 경향성이 모두 일치하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.289-292
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• 2007

가상 비행 임무를 충족하기 위한 이중모드 램제트엔진의 성능과 성능영향인자 (카울과 흡입구의 간격, 연소실 길이)에 대한 성능 민감도를 공기 및 열역학적 관점에서 분석하였다. 하나의 엔진으로 초음속에서 극초음속(마하두 2에서 6)까지 비행 가능한 엔진 모델을 설정하고, 램제트모드와 스크램제트모드에서 엔진 각부의 작동상태에 따른 모멘텀 변화를 분석하여 엔진의 성능설계를 수행하였다. 본 연구의 결과를 수치해석 결과와 선행연구(Hyperion RLV) 결과와 비교하여 검증을 수행하였다.