• 한국항공우주학회지
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• 제38권6호
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• pp.596-604
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• 2010

이중램제트(이중연소 및 이중모드) 추진기관의 작동특성 및 주요 설계인자를 파악하기 위하여 램제트/스크램제트 추진기관에 대한 공기 및 열역학적 관점에서 이론적인 분석을 수행하였다. 엔진의 효율계수를 적용한 열역학 사이클 해석을 수행하여 각 추진기관의 성능특성을 파악하고, 흡입구 성능 특성, 연소기 입구 마하수, 연소기 형상 및 당량비(연료분사량)에 따른 성능민감도를 분석하였다. 이를 바탕으로 이중램제트 추진기관의 성능설계방향을 제안한다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.115-128
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• 2006

스크램제트 추진기술에 대한 최근 개발동향과 주요기술을 분석하였다. 스크램제트엔진은 지난 10여년간 급속한 기술 발전으로 지상시험에서 비행시험 단계에 접어들고 있으며, 수년 내 실용시험을 목표로 활발하게 연구개발 중이다. 광범위한 비행 마하수를 만족하는 이중연소램제트와 이중모드램제트 형태의 엔진은 각각 군용과 민수용으로 개발되고 있으며, 복합엔진은 차세대 우주발사체의 대안으로 개발되고 있다. 엔진 작동 특성의 미케니즘에 대한 정확한 이해와 이에 상응되는 기술, 흡열연료 및 CSiC 복합재료를 사용한 내열 문제 해결, 가변 흡입구와 노즐을 이용한 안정된 추진력 구현을 목전에 두고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.351-354
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• 2006

PW206C 터보샤프트 엔진을 장착한 스마트무인기 연료시스템의 연료공급계통과 연료이송계통의 설계와 성능분석을 수행하였다. 연료공급계통은 엔진 연료입구에서의 최소압력과 최대압력 조건에 대한 성능분석을 통하여 엔진의 요구조건을 만족함을 확인하였다. 연료탱크간의 연료이송을 담당하는 제트펌프의 설계조건으로 비행체의 최대수평가속비행에서 ESDU와 Flowmaster 코드를 이용한 설계와 성능해석을 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.83-90
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• 2017

복합형 로터항공기의 터보샤프트 엔진에 대한 성능해석을 수행하였다. 복합형 로터항공기의 개념으로 팁제트 방식과 덕티드팬 방식의 형태를 이용하였다. 터보샤프트엔진에 대한 성능해석은 Gasturb 12 소프트웨어를 이용하여 수행하였다. 팁제트 방식의 항공기는 주어진 임무조건에서 최대출력 약 1,600 hp 대가 요구되며, 덕티드팬은 설계점에서 약 1,000 hp 대의 출력이 요구된다. 이것은 팁제트의 경우 제자리비행 시 부가적인 보조압축기 구동이 필요하며, 동력장치에 높은 출력을 요구하고 있기 때문인 것으로 파악된다. 또한 연료소모량의 경우 팁제트 방식이 덕티드팬에 비해 약 2.8배정도 소모되어 연료 효율 측면에서 덕티드팬 방식의 항공기가 보다 우수한 특성이 있음을 알 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.14-14
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• 1998

램제트 엔진은 초음속에서 공기가 충격파를 통해 아음속으로 속도가 낮아지고 압력이 증가하는 램 압축 현상을 이용하되 압축기를 사용하지 않고 아음속 상태에서 연소하는 구조로 되어 있다. 따라서 각 부품의 성능은 독립적이지 않으며 전체적인 성능을 규명하기 위해서는 공기 흡입구와 연소실, 연료 분사체계 등의 상호작용을 고려하여 유동의 특성과 그에 따른 연소현상의 특성을 함께 고려해야만 한다. 본 연구에서는 속도 범위 Mach 5이내, 고도 30km이내의 운항조건을 갖는 유도 무기에 장착될 램제트 엔진 개발을 위한 연구의 첫 번째 단계로써, 램제트 연소실내의 유동장해석을 실험과 수치해석 두 분야로 나누어 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.61-61
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• 2002

스크램 제트 엔진의 설계에서 초음속으로 유입된 공기의 짧은 잔류시간으로 인한 연료-공기의 혼합은 가장 중요하며 해결하기 힘든 문제이다. 전헝적인 비행 조건에서 흡입 공기가 극초음속 비행기 엔진 내에서 잔류하는 시간의 단위는 1 ms 정도이어서 짧은 시간 동안 연료와 공기는 효율적으로 혼합되어야 하며, 최대의 추진력을 얻기 위하여 과도한 공력저항없이 연소 가능한 연료-공기 혼합기를 생성시킬 수 있는 효율적인 연료-공기의 혼합 방법이 요구된다. 현재까지 가장 많이 연구되어 온 혼합 방법은 엔진 입구로 들어오는 공기 유동에 수직 방향으로 연료를 분사하는 것으로 이 방법은 연료 유동 방향과 공기 유동 방향이 수직이기 때문에 추력 손실이 생기는 단점을 갖고 있지만, 초음속으로 유입되는 공기에 수직으로 연료를 분사하게되면 분사 위치 앞에 궁형 충격파가 생겨서 감속되어 유동이 회전하는 재순환영역이 생기고 연료의 혼합이 잘 이루어지는 장점이 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권4호
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• pp.52-60
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• 2015

최근 군 전력 개편에 따라 1개 군단이 담당해야할 작전 영역이 확대됨에 따라 155 mm 화포체계의 사거리 연장은 중요한 이슈가 되었다. 80 km 이상 155 mm 화포 체계의 사거리를 연장하기 위해 새로 운 시도가 필요하다. 램제트 기관은 공기흡입식 기관으로 고체 연료 로켓에 비해 몇 배 이상 높은 비추력을 제공할 수 있어 같은 연료 무게로 더 멀리 포탄을 투사하는 것을 가능하게 한다. 램제트 기관을 포로 발사할 경우 포구 초속이 약 Mach 3 이므로 추가적인 부스터가 필요치 않다. 특히 고체 연료 램제트 (Solid Fuel Ram Jet, SFRJ)는 어떠한 구동기관이 없어 발사 시 높은 충격을 받는 포탄에 적용하기에 적합하다. 본 연구에서는 155 mm 화포체계를 위한 포발사 램제트 추진탄을 설계하기 위해 비점성 유동을 가정하여 공기 흡입구, 연소실, 노즐을 설계하였다. 설계 변수를 변화시키며 80 km 이상 사거리를 가지며, 고폭탄 탑재 용적을 최대화 할 수 있도록 설계하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.29-33
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• 2005

고체 램 제트 추진기관에서도 일반 로켓 추진기관에서와 같이 Isp 즉 추력을 증대 시키기 위하여 고체 입자들을 연료에 함유시킨다. 이러한 고체입자가 포함된 연료들은 매우 짧은 연소실 체류시간 때문에 연소 효율의 증대가 필수적이며 흡입공기 온도가 중요한 역할을 한다. 이 흡입공기 온도가 램 제트 성능에 미치는 영향을 조사하였다 성능조사는 실험적 방법에 한계가 있어 연소실험을 통한 연소효율을 이용하여 반-실험적으로 조사하였다. 연소실 흡입공기 온도에 영향을 미치는 인자는 자유 유동장 즉 대기 온도와 비행 마하 수이며 이들에 대한 효과를 조사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.325-329
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• 2017

본 연구에서는 탄화수소 계열 케로신 연료를 적용한 이중모드 램제트 연소기에 대하여 마하수 3.5~6.0 조건에서 연소시험을 수행하였다. 이릍 통해서 격리부, 상부(초음속)연소실 및 하부(아음속)연소실 내부의 온도와 압력분포를 측정하여 연소실 내부의 연소특성을 연구하였다. 마하수 3.5~5.0 까지는 아음속 연소 모드로서 하부 연소실에서 램연소를 확인할 수 있었으며, 마하수 6.0 조건에서는 인젝터에서 분사된 연료가 자연발화하여 상부 연소실에서 초음속 연소가 성공적으로 발생하였음을 확인할 수가 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.149-152
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• 2008

초소형 터보제트엔진에 적용되는 슬링거연소기를 개발하고 리그시험을 수행하였다. 슬링거연소기에 적용하기 위하여 고속으로 회전하는 회전연료노즐을 설계, 제작하고 분무시험을 통해 연소에 적합한 액적크기와 분포를 얻었다. CFD를 이용해 연소기 내부 유동장을 해석하였으며, 연소리그시험을 통해 설계점에서 11.2%의 압력손실, 99.8%의 연소효율을 달성하였다.