• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.33-33
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• 2000

고압의 공기를 노즐을 통하여 가속시켜. 노즐 출구로부터 방출하는 경우 제트 경계부근에서 발생하는 강한 전단작용과 제트 내부에서 발생하는 압력강하로 인하여 주변의 기체가 제트유동으로 유입하게 된다. 이러한 원리를 응용한 대표적 유체기계로 이젝터를 들 수 있다. 최근 이젝터 시스템은 각종 플랜트 시설, 냉공조 시설, 고도시뮬레이션 장치뿐만 아니라 건설장비 등에까지 다양하게 응용되고 있다.(중략)

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.65-78
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• 2004

본 연구는 램제트 엔진 성능시험기의 설계기술 습득을 위하여 진행된 연구의 일부분으로 자유제트 형식 시험기의 설계기술을 연구한 결과를 정리한 것이다. 연구의 대상은 램제트 엔진 성능시험기의 범용 설비인 오염공기 방식 가열기(Vitiated Air Heater), 시험부, 디퓨저, 이젝터 등으로 설계기법 및 설치기법들을 중점으로 연구하였다. 램제트 엔진 성능시험기 시험부는 기본 성능시험기의 작동 영역(마하2~5, 고도0~25km)을 토대로 10개의 작동점으로 재구성하여 각 작동점에서의 마하수, 고도에 따른 시험장치의 초음속 노즐, 디퓨저, 이젝터 등 주요 구성요소들의 물성치(온도, 압력 등)를 계산하였으며, 성능시험기의 구동 방법 등에 대한 내용을 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.581-585
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• 2009

본 연구를 통하여 스크램제트 엔진을 적용한 극초음속 추진기관 개발에 대비하여 로켓 기반 복합사이클 엔진 개념연구를 수행하였다. RBCC엔진은 지상고도 정지 상태에서 출발하여 고도 30km, 마하 8 에 도달하는 것을 목적으로 하며, 마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 본 논문에는 RBCC엔진의 각 작동 영역에서의 설계 기법 및 해석 기법을 논의한다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.185-188
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• 2006

An investigation of the ejector-jets focusing on its flow properties was carried out by varying the geometric parameters. The area ratio of the primary nozzle, AR that was tested in the present measurement was 2.17 and 3.18, while the ratio of the length to the diameter of the duct downstream the primary nozzle inlet, L/D had values of 3.41, 6.82, and 10.23. For the frame work of flow characteristics, the wall pressures distribution of ejector-jet was investigated by experiment for basic study of ejector-jet performance. In result, terminal shock location and existence of series of oblique shocks are recognized. In this study, CFD analysis was conducted at the same time. And as a result of comparison experiment data with CFD analysis, the physical phenomena of ejector-jets were estimated.

• 한국전산유체공학회지
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• 제12권2호
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• pp.46-52
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• 2007

An experimental and numerical investigation of the ejector-jets focusing on its geometric parameters that effect on thrust performance was carried out. The area ratio of the primary nozzle that was tested in the present study was 2.17 and 3.18, while the ratio of the length to the diameter of the duct downstream the primary nozzle inlet had values of 3.41, 6.82, and 10.23. Internal flow properties of ejector-jet were estimated by comparison experiment data and CFD analysis for basic study of ejector-jet thrust performance. For examination of thrust performance, the thrust ratios increased with increase in L/D. Especially at AR=2.17, the maximum thrust augmentation was 33 percent for the shortest L/D. It is expected that the increase of mixing duct length of ejector-jet will be helpful in a thrust performance by improving mixing efficiency.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.166-170
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• 2007

An experimental and numerical investigation of the ejector-jets focusing on its geometric parameters that effect on thrust performance was carried out. The area ratio of the primary nozzle that was tested in the present studywas 2.17 and 3.18, while the ratio of the length to the diameter of the duct downstream the primary nozzle inlet had values of 3.41, 6.82, and 10.23. Internal flow properties of ejector-jet were estimated by comparison experiment data and CFD analysis for basic study of ejector-jet thrust performance. For examination of thrust performance, the thrust ratios increased with increase in L/D. Especially at AR=2.17, the maximum thrust augmentation was 34 percent for the shortest L/D. It is expected that the increase of mixing duct length of ejector-jet will be helpful in a thrust performance by improving mixing efficiency.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.705-708
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• 2011

이젝터 시스템은 주유동 제트에 발생되는 전단 응력과 압력차에 의해 흡입 챔버 압력에 영향을 미치거나 이차 흡입 유동을 유도한다. 이젝터는 터빈 기반 복합사이클 추진기관 및 로켓엔진의 고고도 모사 설비, 압력회복장치, 담수화 시스템, 이젝터 램젯시스템과 같이 많은 분야에 적용되어 널리 사용된다. 본 연구에서는 다양한 고고도 환경 모사를 위한 멀티 이젝터의 형상 및 운전 조건을 결정하는 설계 절차를 수립하고자 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권4호
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• pp.81-89
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• 2014

엔진베이의 환기를 위해 Tandem-ejector 개념을 도입하고, 성능 예측을 위해 1차원 모델링을 개발하였다. 모델링에서 주 노즐 제트유동과 주 제트유동에 의해 유도된 2차 유동 및 3차 유동 해석은 등엔 트로피 과정을 가정하고, 혼합 과정 해석은 질량, 운동량, 에너지 보존식에 기반한 검사체적해석 기법을 적용하였다. Tandem-ejector의 혼합유동이 대기로 방출되므로 방출되는 혼합유동의 정압력과 대기압력을 일치하도록 하고, 이러한 경계조건을 만족시키도록 주 노즐 제트유동의 압력손실 모델링을 구성하였다. Tandem-ejector의 1차원 해석을 통해 주 제트 유동의 압력변화에 따른 이젝터 성능 변화를 예측할 수 있었으며, 실 운용조건에서 주 제트유동의 공급압력 기준값 범위를 설정할 수 있었다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.111-119
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• 2013

로켓 기반 복합사이클 (RBCC) 엔진의 열역학적 사이클 해석을 통해 엔진의 개념 설계를 수행하였다. 설계 엔진은 지상, 정지 상태에서 출발하여 고도 30 km, 마하 8에 도달하는 것을 목적으로 한다. 본 엔진은 정지-마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진 모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 개념설계 결과 본 엔진은 직경 1 m, 길이 6.7 m의 크기를 갖고 최대 추력 약 16.5 ton을 발생시킬 것으로 예측되었다. 램제트, 스크램제트 엔진모드의 경우 엔진 흡입구 설계점에 따라 전압력회복율 및 포획면적비가 달라지므로, 비행마하수에 따른 엔진의 추력성능 변화가 두드러지게 나타났다.