• 한국추진공학회지
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• 제5권2호
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• pp.73-82
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• 2001

제트엔진을 중심으로 유도탄용 아음속 공기흡입식 추진기관의 실례를 분석하고, 그 개발에 소요되는 기술의 현황과 전망을 기술하였다. 여기에 서술한 내용은 동종의 유도탄 뿐만 아니라, 무인항공기나 소형 항공기의 추진기관에 대한 기술적 이해에 도움이 될 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.87-99
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• 2001

제트엔진 및 연료계통, 공기흡입관 등으로 구성되는 유도탄용 아음속 공기흡입식 추진기관 시스템의 실례를 분석하고, 그 개발에 소요되는 기술의 현황과 전망을 기술하였다. 여기에 서술한 내용은 동종의 유도탄 뿐만 아니라, 무인항공기나 소형 항공기의 추진기관에 대한 기술적 이해에 도움이 될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2001년도 제16회 학술발표회 논문초록집
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• pp.35-38
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• 2001

차세대 추진 기관으로 연구되고 있는 스크램제트 엔진의 열역학적 특성들을 검토하였다. 유동이 엔진을 통과하면서 연소에 의해 전압력이 손실되고 노즐 출구 마하수가 감소하지만, 고온 연소 가스가 배출되기 때문에 실질적인 속도는 증가하게 되고 추력이 발생한다. 초음속 연소를 모사하기 위해 blowdown 형태의 초음속 연소 풍동 설계를 위한 개념 설계가 이루어졌다. 초음속 풍동 시험부에서 마하 2.5의 속도를 유지하기 위한 작동 압력과 질유량이 계산되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권3호
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• pp.81-88
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• 2021

아음속 순항 유도탄의 추진시스템은 소형 가스터빈 엔진을 중심으로 공기흡입관, 탄내 연료이송계통 등으로 구성된다. 이는 엔진의 수락시험으로부터 시작하여, 엔진의 여러 기능 및 보기류의 설계수정, 엔진과 연동되는 각종 탄내 장비들의 설계/개발 및 상호 인터페이스 확인을 위한 해석과 통합시험 등으로 완성된다. 여기서는 이와 같은 소형 가스터빈 엔진을 이용한 유도탄 추진시스템 체계통합기술의 구성과 각 단계별 요소기술의 개요를 서술한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.367-370
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• 2006

This paper deals with the modeling and simulation of the internal flowfield in a valveless airbreathing pulse detonation engine (PDE) currently under experimental development at the U.S. Naval Postgraduate School. The system involves no valves in the airflow path, and the isolation between the inlet and combustor is achieved through the gasdynamics in an isolator. The analysis accommodates the full conservation equations in axisymmetric coordinates, and takes into account variable properties for ethylene/oxygen/air system. Chemical reaction schemes with a single progress variable are implemented to minimize the computational burden. Detailed flow evolution during a full cycle is explored and propulsive performance is calculated. Effect of initiator mass injection rate is examined and results indicate that the mass injection rate should be carefully selected to avoid the formation of recirculation zones in the initial cold flowfield. Flow evolution results demonstrate a successful detonation transmission from the initiator to the combustor. However, strong pressure disturbance may propagate upstream to the inlet nozzle, suggesting the current configuration could be further refined to provide more efficient isolation between the inlet and combustor.

• 한국추진공학회지
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• 제20권4호
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• pp.104-111
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• 2016

고속으로 흡입되는 공기를 산소원으로 이용하는 공기 흡입추진기관에서 해결해야 할 과제 중에 하나는 화염 안정화이다. 블라프보디와 같이 유동 감속장치를 설치하여 와류에 의한 재순환 영역을 만들어 주는 방법이 대표적인 방법이다. 최근에는 유동 벽면에 캐비티를 설치하여 화염을 안정화 시키는 것이 안정화 영역을 넓이는 효율적인 방안으로 대두되고 있는데, 캐비티에서의 유동 박리와 재접촉, 압력과 진동을 포함하여 길이와 깊이 비 등에 대한 영향 등이 조사 발표되고 있다. 그럼에도 불구하고 공기 흡입추진기관의 연구 개발과 함께, 선행 기술로서 캐비티를 이용한 화염 안정화에 대하여는 아직도 연구조사 되어야 할 과제가 많이 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.703-712
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• 2004

A variant of the magnetoplasma jet engine (magjet) is here proposed for airbreathing flight in the hypersonic regime. As shown in Figure 1, the engine consists of two distinct ducts: the high-speed duct, in which power is added electromagnetically to the incoming air by a momentum addition device, and the fuel cell duct in which the flow stagnation temperature is reduced by extracting energy through the use of a magnetoplas-madynamic (MPD) generator. The power generated is then used to accelerate the flow exiting the fuel cells with a fraction bypassed to the high-speed duct. The analysis is performed using a quasi one-dimensional model neglecting the Hall and ion slip effects, and fix-ing the fuel cell efficiency to 0.6. Results obtained show that the specific impulse of the magjet is at least equal to and up to 3 times the one of a turbojet, ram-jet, or scramjet in their respective flight Mach number range. Should the air stagnation temperature in the fuel cell compartment not exceed 5 times the incoming air static temperature, the maximal flight Mach number possible would vary between 6.5 and 15 for a magnitude of the ratio between the Joule heating and the work interaction in the MPD generator varied between 0.25 and 0.01, respectively. Increasing the mass flow rate ratio between the high speed and fuel cell ducts from 0.2 to 20 increases the engine efficiency by as much as 3 times in the lower supersonic range, while resulting in a less than 10% increase for a flight Mach number exceeding 8.

• 한국추진공학회지
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• 제19권6호
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• pp.72-80
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• 2015

최근 기존의 통상적인 추진기관에서 새로이 공기 흡입 추진기관에 대한 관심이 커지고 있으며, 우리나라에서도 고체 램제트에 관한 기초 연구도 수행되는 등, 이 분야의 연구개발이 활발히 진행되고 있다. 고체 램제트의 연료에는 보론의 높은 열량 때문에 적용되고 있는데, 이 보론은 복잡한 연소 특성을 가지고 있어 이에 대한 연구도 많이 수행되어 오고 있다. 본 조사에서는, 램제트 연료 적용을 위하여 이러한 보론의 연소 특성을, 연구 개발되어 발표된 논문을 중심으로 하여 작성하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제5권3호
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• pp.349-362
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• 2018

A non-linear numerical simulation technique for predicting the unsteady performances of an airbreathing engine is developed. The study focuses on the simulation of integrated propulsion systems, where a closer coupling is needed between the airframe and the engine dynamics. In fact, the solution of the fully unsteady flow governing equations, rather than a lumped volume gas dynamics discretization, is essential for modeling the coupling between aero-servoelastic modes and engine dynamics in highly integrated propulsion systems. This consideration holds for any propulsion system when a full separation between the fluid dynamic time-scale and engine transient cannot be appreciated, as in the case of flow instabilities (e.g., rotating stall, surge, inlet unstart), or in case of sudden external perturbations (e.g., gas ingestion). Simulations of the coupling between external and internal flow are performed. The flow around the nacelle and inside the engine ducts (i.e., air intakes, nozzles) is solved by CFD computations, whereas the flow evolution through compressor and turbine bladings is simulated by actuator disks. Shaft work balance and rotor dynamics are deduced from the estimated torque on each turbine/compressor blade row.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.83-87
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• 2009

램제트 엔진은 다른 공기흡입식 엔진에 비해 상대적으로 매우 긴 유로를 지니고 있음으로 인해 저주파 연소불안정에 취약한 단점을 지니고 있다. 본 연구에서는 램제트 엔진에서 발생하는 연소 현상과 동일한 메카니즘을 모사할 수 있는 연료분사장치 및 V-gutter 형태의 화염안정화장치를 장착한 소형 연소기를 설계/제작하여, 램제트 연소기에서 발생할 수 있는 연소불안정 현상을 시현하였다. 이 연소기에서 발생한 연소불안정은 연소시스템의 음향학적인 공진 주파수와 유사하게 나타남을 확인하였으며, 이를 통해 thermo-acoustic coupling에 의한 전형적인 연소 불안정이 발생하였음을 확인할 수 있었다.