• Transactions on Control, Automation and Systems Engineering
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• 제1권1호
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• pp.75-86
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• 1999

An air-data estimator for generic air-breathing hypersonic vehicles (AHSVs) is developed and demonstrated with an example vehicle configuration. The AHSV air-data estimation strategy emphasized improvement of the angle of attack estimate accuracy to a degree necessitated by the stringent operational requirements of the air-breathing propulsion. the resulting estimation problem involves highly nonlinear diffusion process (propagation); consequently, significant distortion of a posteriori conditional density is suspected. A simulation based statistical analysis tool is developed to characterize the nonlinear diffusion process. The statistical analysis results indicate that the diffusion process preserves the symmetry and unimodality of initial probability density shape state variables, and provide the basis for applicability of an Extended Kalman Filter (EKF). An EKF is designed for the AHSV air-data system and the air data estimation capabilities are demonstrated.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.98-101
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• 2003

본 연구는 극초음속으로 비행하는 탄도발사체의 선두부분의 유동현상에 대해 기술하였다. 호주국립대학의 자유 피스톤 충격파 관 T3을 이용하여 수행한 Hyperbolic 선두형상의 실험 모델에 대해 이를 수치적으로 해석하였다 98%의 $N_2$와 2%의 $O_2$의 유동조건에 대해 전엔탈피 8MJ/kg에서의 실험결과를 수치결과와 비교를 하고, 2-temperature 모델링을 적용하여 1-temperature 모델링과의 차이를 확인하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 1998년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.117-122
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• 1998

A numerical study is carried out to investigate the transient process of combustion phenomena associated with hypersonic propulsion devices. Reynolds averaged Navier-Stokes equations for reactive flows are used as governing equations with a detailed chemistry mechanism of hydrogen-air mixture and two-equation SST turbulence modeling. The governing equations are discretized by a high order accurate upwind scheme and solved in a fully coupled manner with a fully implicit time accurate method. At first, oscillating shock-induced combustion is analyzed and the comparison with experimental result gives the validity of present computational modeling. Secondly, the model ram accelerator experiment was simulated and the results show the detailed transient combustion mechanisms. Thirdly, the evolution of oblique detonation wave is simulated and the result shows transient and final steady state behavior at off-stability condition. Finally, shock wave/boundary layer interaction in combustible mixture is studied and the criterion of boundary layer flame and oblique detonation wave is identified.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.463-466
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• 2010

축열식 가열기 형태의 초음속 풍동을 이용하여 스크램제트 엔진 흡입구의 성능 연구를 수행하였다. 본 시험모델은 측벽배치변화가 성능에 큰 영향을 미치지 않는 것으로 나타났다. 격리부 성능연구에서는 Oblique shock train과 Normal shock train의 압력분포를 확인할 수 있었으며, 격리부의 불시동 한계성능을 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권1호
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• pp.10-17
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• 2001

본 논문에는 러시아 중앙엔진연구소의 스크램젯 시험 설비의 공력 특성이 제시되었다. 본 논문에서 시험 설비 노즐 출구의 온도와 마하 분포는 마하 6의 비행 조건을 시뮬레이션하여 얻어진 것이다. 시험 설비 작동 범위에 스크램젯 모델을 설치한 조건에서 노즐 입구로 공기를 가열하지 않은 조건과 가열한 조건에서 분사함으로써 다양한 작동 모드의 유효 압력 차와 조절 특성을 얻었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.326-330
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• 2011

이중연소 램제트엔진의 아음속 연소기의 연소가스와 스크램제트 모드로 흡입되는 흡입공기의 혼합 및 초음속 연소를 고려한 이중연소램제트 성능해석 기법을 개발하고 검증하였다. 극초음속 흡입구의 유동특성을 고려하기 위하여 Taylor-Maccoll 방정식을 사용하였으며 초음속 연소기 해석을 위해 준 1차원 연소모델 및 CEA를 이용한 화학 평형 모델을 적용하였다. 개발된 모델을 통하여 계산된 흡입구와 연소기에서의 열역학 데이터를 수치해석 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권5호
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• pp.79-91
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• 2008

본 문건은 미 공군 연구소가 미국 방위고등연구계획국의 후원으로 개발한 X-51A 스크램제트 엔진실증기에 대한 비교적 상세한 기술적 내용을 국내에 소개하고자 하는 목적으로 작성되었다. 주된 내용은 Hank 등의 논문을 인용하였으며[1] 기타 관련 문헌을 참고하여 내용을 보완하였다. X-51A는 미 공군의 HyTech 프로그램에 의하여 개발된 탄화수소 연료-냉각 스크램제트 엔진의 비행 시험을 위한 극초음속 시험 비행체로서, 2008년까지 관련 지상 시험을 모두 마치고 2009년에 예정된 비행 시험을 마치면 스크램제트 엔진 및 극초음속 비행 기술은 바야흐로 실용화 단계에 접어들게 될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.75-78
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• 2004

Various jet engines (Turbine engine family and RAM Jet engine) have been developed for high speed aircrafts. but their application to hypersonic flight is restricted by principle problems such as increase of total pressure loss and thermal stress. Therefore, the development of next generation propulsion system for hypersonic aircraft is a very important subject in the aerospace engineering field, SCRAM Jet engine based on a key technology, Supersonic Combustion. is supposed as the best choice for the hypersonic flight. Since Supersonic Combustion requires both rapid ignition and stable flame holding within supersonic air stream, much attention have to be given on the mixing state between air stream and fuel flow. However. the wider diffusion of fuel is expected with less total pressure loss in the supersonic air stream. So. in this study the direction of fuel injection is inclined 30 degree to downstream and the total pressure of jet is controlled for lower penetration height than thickness of boundary layer. Under these flow configuration both streams, fuel and supersonic air stream, would not mix enough. To spread fuel wider into supersonic air an aerodynamic force, baroclinic torque, is adopted. Baroclinic torque is generated by a spatial misalignment between pressure gradient (shock wave plane) and density gradient (mixing layer). A wedge is installed in downstream of injector orifice to induce an oblique shock. The schlieren optical visualization from side transparent wall and the total pressure measurement at exit cross section of combustor estimate how mixing is enhanced by the incidence of shock wave into supersonic boundary layer composed by fuel and air. In this study non-combustionable helium gas is injected with total pressure 0.66㎫ instead of flammable fuel to clarify mixing process. Mach number 1.8. total pressure O.5㎫, total temperature 288K are set up for supersonic air stream.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.303-306
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• 2008

미국은 X-43A 를 통한 스크램제트 무인기의 비행 시험을 성공적으로 마치고 미공군 주도하에 X-51A 스크램제트 기술 실증기를 개발하고 있다. X-51A는 PWR 사의 X-1 탄화수소 연료 스크램제트 엔진을 이용하여 2008년에 지상시험을 마치고 2009년에 비행시험이 계획되어 있으며, 이를 통하여 X-51A에서 확립된 기술은 향후 DARPA의 Falcon 프로그램에 의한 HTV-3X 극초음속 시험기 및 HCV 순항기 개발에 적용될 것이다. 본 논문에서는 액체 및 초임계 JP-7 연료를 이용한 엔진 구조물의 냉각 및 연소 등 X-51의 추진기관 핵심 기술에 대하여 살펴보고자 한다.