• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2012년도 제45회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.297-299
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• 2012

Korea Aerospace Research Institute has been doing researches on the hypersonic propulsion system and hypersonic wind-tunnel since 2000 and started scramjet engine researches from 2005. Total 5 kinds of scramjet engine were designed and tested and two of them were hydrocarbon-fueled scramjet engine. For verifying the own characteristics of each components like the intake and combustor, several component tests were done at the KSPC of JAXA and KARI. In this paper, current scramjet engine research activities of KARI will be described.

• 한국추진공학회지
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• 제16권1호
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• pp.16-24
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• 2012

비행 마하수 6으로 운용되며, 지상 정지 추력으로부터 사용이 가능하도록 2단 추진체 개념이 적용된 스크램제트 엔진 비행체에 대한 개념설계를 수행하였다. 1단은 고체로켓을 적용하였으며, 2단은 탄화수소 계열의 연료를 사용하는 스크램제트 엔진을 적용하였다. 개념설계를 위하여 2,000 km의 운용거리와 0.2 톤의 탑재체 무게를 가정하였다. 개념설계의 첫 번째 단계로 3-DOF 코드를 이용하여 비행궤도를 계산하였으며, 계산된 비행궤도를 바탕으로 일차원-비평형 유동 코드와 NASA의 HASA 데이터베이스를 이용하여 스크램제트 엔진에 대한 개념설계를 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.309-317
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• 2011

비행 마하수 6으로 운용되며, 지상 정지 추력으로부터 사용이 가능하도록 2단 추진체 개념이 적용된 스크램제트 엔진 비행체에 대한 개념설계를 수행하였다. 1단은 로켓을 적용되었으며, 2단은 탄화수소 계열의 연료를 사용하는 스크램제트 엔진이 적용되었다. 개념설계를 위하여 반경 2,000km의 운용거리와 0.2톤의 탑재체 무게를 가정하였다. 개념설계의 첫 번째 단계로 3-DOF 코드를 이용하여 비행궤도를 계산하였으며, 계산된 비행계도를 바탕으로 일차원-비평형 유동 코드와 NASA의 HASA 데이터베이스를 이용하여 스크램제트 엔진에 대한 개념설계를 수행하였다.

• 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 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.693-698
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• 2004

This paper describes development status and program of ATREX engine as a propulsion system of future spaceplane. Development activities using ATREX-500 engine from 1990 were finished in 2003 with large number of outcomes. We made system-level validation of the hydrogen fuel turbojet engine with air precooling device under sea level static condition. As a next step, we started design of the flight-type ATREX engine with large thrust and lightweight.

• 한국추진공학회지
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• 제25권2호
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• pp.98-109
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• 2021

극초음속 비행체용 능동냉각시스템의 전체적인 운용 성능을 결정하는 주요 요소는 크게 탄화수소흡열연료, 재생냉각 채널, 시스템 소재 및 구조로 구분되며, 그 중에서도 효율적인 재생냉각시스템 개발을 위한 일련의 연구는 탄화수소 항공유의 흡열반응 성능 향상으로부터 시작된다. 따라서 이전 연구에서는 탄화수소 항공유 자체의 흡열분해 특성에 대한 광범위한 연구 동향을 정리하였으며, 본 연구에서는 그에 대한 후속 연구로서 효과적인 흡열분해 특성 개선 및 성능 향상 방안으로 다양하게 시도되고 있는 촉매 분해와 수증기 개질 연구들에 대한 세부기술 분석을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.1-1
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• 2005

Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA) has been conducting research and development of the Scramjet engines and their derivative combined cycle engines as hypersonic propulsion system for space access. Its history will be introduced first, and its recent advances, focusing on the engine performance progress, will follow. Finally, future plans for a flight test of scramjet and ground test of combined cycle engine will be introduced. Two types of test facilities for testing those hypersonic engines. namely, the 'Ramjet Engine Test Facility (RJTF)' and the 'High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST)' were designed and fabricated during 1988 through 1996. These facilities can test engines under simulated flight Mach numbers up to 8 for the former, whereas beyond 8 for the latter, respectively. Several types of hydrogen-fueled scramjet engines have been designed, fabricated and tested under flight conditions of Mach 4, 6 and 8 in the RJTF since 1996. Initial test results showed that the thrust was insufficient because of occurrence of flow separation caused by combustion in the engines. These difficulty was later eliminated by boundary-layer bleeding and staged fuel injection. Their results were compared with theory to quantify achieved engine performances. The performances with regards to combustion, net thrust are discussed. We have reached the stage where positive net thrust can be attained for all the test coditions. Results of these engine tests will be discussed. We are also intensively attempting the improvement of thrust performance at high speed condition of Mach 8 to 15 in High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST). Critical issues for this purposemay be air/fuel mixing enhancement, and temperature control of combustion gas to avoid thermal dissociation. To overcome these issues we developed the Hypermixier engine which applies stream-wise vortices for mixing enhancement, and the M12-engines which optimizes combustor entrance temperature. Moreover, we are going to conduct the flight experiment of the Hypermixer engine by utilizing flight test infrastructure (HyShot) provided by the University of Queensland in fall of 2005 for comparison with the HIEST result. The plan of the flight experiment is also presented.

• 한국추진공학회지
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• 제18권2호
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• pp.10-15
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• 2014

극초음속 비행체는 속도가 증가할수록 공기와의 마찰열과 엔진열이 증가한다. 이러한 열적부하는 비행체 구조물의 변형을 야기하고 오작동을 유발할 수 있다. 흡열연료는 액체 탄화수소 연료로써 열분해 반응, 촉매분해 반응과 같은 흡열반응을 통해 열을 흡수할 수 있는 연료이다. 본 연구에서는 methylcyclohexane을 모델연료로써 선정하여 흡열특성을 측정하는 연구를 수행하였다. 반응열을 향상시키기 위해 제올라이트를 적용하였고 HZSM-5가 흡열량 향상에 가장 효과적인 것을 확인하였다. 본 연구의 목적은 흡열량 향상에 미치는 촉매의 영향을 연구하는 것이다. 이 촉매는 케로신연료를 흡열연료로써 사용하는 시스템에 적용될 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권5호
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• pp.95-100
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• 2014

극초음속 비행체에서는 공기와의 마찰열과 엔진열의 증가로 기체 내부의 열적 부하가 발생한다. 이는 비행체 내부 구조물의 변형을 일으키고 오작동을 발생시킬 수 있다. 흡열연료는 액체 탄화수소 연료로써 흡열반응을 통해 열을 흡수할 수 있는 연료이다. 본 연구에서는 exo-tetrahydrodicyclopentadiene을 모델연료로써 선정하고 제올라이트 촉매의 금속담지를 통하여 흡열특성의 변화를 측정하는 연구를 수행하였다. 이를 통하여 상용촉매보다 우수한 흡열성능을 가지는 촉매를 확보하였다. 본 연구의 목적은 흡열량 향상에 미치는 촉매의 특성을 연구하는 것이다. 이 촉매는 상용촉매를 대체하여 exo-THDCP를 흡열연료로 사용하는 시스템에 적용될 수 있을 것이다.