• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.14-14
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• 1999

액체 램제트 엔진의 특성은 흡입구를 통해 들어오는 유입공기의 상태에 따라 많이 달라진다. 흡입구에 들어오는 공기의 유입각이 일정각도를 넘어서면 유입공기의 왜곡이 심하여 정상적인 연소가 불가능 할 수 있다. 따라서 다양한 비행조건에 따른 램제트 엔진의 특성을 파악하기 위하여 외부 유입영역, 흡입구, 연소기, 노즐 및 출구 대기 영역을 함께 계산하여 유동 특성과 연소 특성을 파악하고자 하였다. 흡입구는 마하 2.0을 기준으로 설계하고, 4각 덕트에서 완만하게 원형 덕트로 변화되는 확대관의 형상으로 비행체에 붙어 있는 것으로 격자를 구성하였다. 흡입구에서의 유동 조건은 비행체을 지난 유속이 마하 2.0과 2.2의 경우에 대하여 수치 실험을 수행하였으며, 비반응 유동 해석과 연소가 있는 반응 유동해석 결과를 흡입구를 포함하지 않았던 선행 연구 결과들과 비교하였다. 유입각이 영 일 때의 흡입구를 포함한 계산 결과는 흡입구에서 생성되는 충격파에 의한 손실로 총압력이 흡입구를 포함하지 않았던 선행 연구 결과와 차이가 있었으나 유동 특성에는 큰 차이가 없었다. 그러나 유입각이 증가함에 따라 흡입구로 유입되는 공기의 량이 감소하고 그에 따른 유동의 왜곡이 심하여 연소특성에 변화를 보여 주었다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2015.03a
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• pp.612-617
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• 2015

초음속 흡입구는 고속 비행에서 발생하는 충격파를 이용하여 제트엔진 내부에 유입되는 공기를 압축시키는 구조로써 주로 램제트와 스크램제트 엔진에 적용되어 연구개발이 진행되어 왔으며 현재는 미사일의 추진체 개발에도 응용되고 있다. 초음속 영역에서의 흡입구는 cone 모양의 스파이크 구조를 통해 경사충격파가 생성되어 외부에서의 공기압축을 먼저 거치게 된다. 본 연구에서는 EDISON CFD를 이용하여 외부압축 초음속 흡입구 주위의 공기유동을 해석하고 Cubbison, R.W.의 풍동실험 결과와 비교 분석하였다. 초음속 흡입구 주위의 유동을 2D 축대칭 압축성 유동으로 가정하고 EDISON CFD의 2D_Comp_P 솔버를 사용하여 수치해석을 수행하였다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2012.04a
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• pp.77-80
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• 2012

초음속 흡입구는 설계점에서 안정적으로 작동하지만 설계점 밖에서는 엔진성능이 급격히 감소하거나 층 격파 불안정 문제가 발생할 수 있다. 초음속 흡입구의 일반적인 특성을 파악하기 위해 2단 꺾임각을 갖는 외부 압축식 2차원 흡입구를 설계하고 EDISON_열유체 시스템을 이용하여 최종적으로 설계 마하수 2.5에서 작동하는 형상을 얻었다. 그러나 설계 마하수 이하의 영역에서는 충격파-경계층, 충격파간 상호작용으로 인해 유동에서 박리가 발생하고 최종적으로 흡입구 목을 질식시켜 아임계 상태로 천이된다. 이를 해결하기 위해 유동 제어 방법 중 하나인 bleeding을 이용하여 경계층을 제거하거나 유동의 박리를 방지하여 충격파를 cowl lip 전방에 안정하게 고정시킬 수 있었으며, 결과적으로 목적하였던 마하수 2.0에서 2.5에 이르는 작동 영역에서 강건하게 운용될 수 있는 초음속 흡입구를 설계하였다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.11a
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• pp.9-14
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• 2016

버드 스트라이크는 항공기 안전에 큰 위협을 주고 있다. 새를 막기 위하여 공항에서 여러 가지 방법들을 이용해 새를 쫓고 있지만 임시방편인 경우가 많거나 근본적인 방법은 아니다. 본 연구에서는 이러한 버드 스트라이크를 막기 위하여 새를 막는 장치를 엔진 흡입구에 장착하고, 이 흡입구가 엔진 흡입구의 성능에 어떠한 영향을 주는지 알아보려고 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.341-345
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• 2017

In this study, the Inlet/Isolator model experiments performed at Texas University were performed by 2-dimensional RANS computerized analysis. First, supersonic flow conditions were analyzed and compared with experimental surface pressure results, and the flow structure was analyzed by confirming Mach number distribution and numerical shadowgraph. Then, the inlet unstart condition was given by changing the back pressure, and the URANS analysis was performed to confirm the progress of inlet unstart.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.388-391
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• 2012

Intake start characteristics of a Mach 5 scramjet engine were investigated experimentally. Intake unstart was observed. The model-facility interaction or excessive internal contraction ratio were attributed to this unstart. Intake start was achieved by changing the model position to remove the model-facility interaction, and by modifying the cowl to give smaller contraction ratio.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.50 no.5
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• pp.297-308
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• 2022

Most air-breathing aircraft operated in the hypersonic region are equipped with a scramjet engine. In a scramjet engine, a shock wave generated at an inlet acts as a compressor for a general gas turbine engine instead, so total pressure loss caused by the shock wave is considered very important. In this study, to minimize total pressure loss, a method of designing an external compression inlet using isentropic compression surface was proposed, and an external compression inlet with 3-deflection angles and Busemann inlet were designed under the same conditions. After that, through computational analysis, the performance characteristics at off-design conditions were compared. Each inlet shape was truncated according to the length of the 3-ramp external compression inlet, and the boundary layer correction was performed. The isentropic external compression inlet showed superior performance at the design point, but under the off-design conditions, its performance was degraded compared to the 3-ramp external compression inlet.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.3
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• pp.38-48
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• 2005

For the development of Scramjet engine technology, intake designing processes are investigated. The basic geometry is determined by the inviuld relation such as shock wave relations and geometric relations. Furthermore, bleed duct is installed for preventing boundary layer development and shock wave impingement. Performance of the designed intake is validated by numerical analysis. As a result, double- wedge intake showed better characteristics in total pressure recovery than single-wedge intake.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.13 no.5
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• pp.72-78
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• 2019

Inlet hammershock is the critical loads condition for designing the inlet duct structure of a fighter. The sudden flow reduction in engine compressor causes inlet hammershock with high pressure. The traditional method was used to combine extreme conditions (maximum speed, sea level altitude, and cold day) to analyze this compression wave inlet hammershock pressure. However, after the 90s there have been papers that presented the probabilistic approach for the inlet hammershock to achieve the appropriate design pressure. This study shows how to analyze the inlet hammershock pressure by making practical use of the Republic of Korea Air Force real flight usage data under probabilistic approach and then analyze approximately 30% decreased inlet hammershock pressure compared with the traditional valve.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.47 no.3
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• pp.195-203
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• 2019

Since the hypersonic intake is directly related to the overall performance of the engine, it is essential to analyze performance characteristics under various off-design conditions. In this paper, Busemann intake and conical intake with external compression were designed, and numerical simulations were performed at on/off-design conditions. Based on the results, the overall performance characteristics of two types of intake were analyzed in various Mach numbers and angle of attacks. The results showed that performance degradation of Busemann intake with truncation angle of 2 degrees was minimal. Also, the performance of Busemann intake was higher than external compression intake at various Mach numbers, however, the starting characteristics were significantly reduced with an angle of attack.