• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.425-435
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• 2017

In this work, an overview of flow diagnosis in a shock tunnel is made by means of using established techniques that are easy to setup, economical to arrange, and simple to measure. One flow condition was considered having Mach number of 6 at the nozzle-exit, regarded as freestream. Measured aerothermodynamic data such as shock wave speed, wall static and total pressures, surface heat flux, and shock stand-off distance ahead of test model showed good agreement with calculation. This study shows an overall procedure of flow diagnosis in a shock tunnel in a single manuscript. Outcomes are thought to be useful in the field of education and also in a preliminary stage of high-speed vehicle design and tests, that need to be performed within a short time with decent accuracy.

• 한국분무공학회지
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• 제26권4호
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• pp.171-181
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• 2021

This study presents a prediction methodology of thermodynamic properties by using RK-PR Equation of State in a wide range of temperature and pressure conditions including both sub-critical and super-critical regions, in order to obtain thermophysical properties for hydrocarbon aviation fuels and their products resulting from endothermic reactions. The density and the constant pressure specific heat are predicted in the temperature range from 300 to 1000 K and the pressure from 0.1 to 5.0 MPa, which includes all of the liquid and gas phases and the super-critical region of three representative hydrocarbon fuels, and then compared with those data obtained from the NIST database. Results show that the averaged relative deviations of both predicted density and constant pressure specific heat are below 5% in the specified temperature and pressure conditions, and the major sources of the errors are observed near the saturation line and the critical point of each fuel.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권2호
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• pp.76-84
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• 2009

본 논문에서는 우주비행체에 사용하는 세라믹 복합재료의 기술개발에 대한 외국의 현황을 검토하였다. 우주선진국에서는 세라믹 복합재료의 경량 및 우수한 고온 특성을 이용하기 위해 최첨단 엔진구조물에 적용하여 우주비행체의 성능을 향상시키기 위하여 많이 사용해왔다. 특히 내열성, 내산화성 그리고 고온에서의 높은 강도가 요구되는 우주비행체에 적합하여, 로켓엔진챔버, 노즐, 태양판, 레이더안테나, 우주반사경 구조물, 초음속비행체 선단부, 재진입비행체의 노즈팁, 그리고 우주비행체의 방열판등에 사용하고 있다. 이러한 부품을 제작하기 위한 공정기술과 현재의 응용사례를 제시되어 향후 국내의 우주개발사업에 적용될 수 있도록 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.67-75
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• 2019

본 연구에서는 항공유가 극초음속 비행체용 능동냉각시스템의 냉원으로 사용되면서 흡열분해된 후의 연소특성을 확인하는 연구의 일환으로, 흡열분해 모사연료에 대한 층류화염 전파속도를 측정하였다. 흡열분해 모사연료 2종(SF-1, 2)을 제조하고 분젠버너 시험장치를 제작하여 층류화염속도를 측정한 결과 기준연료(RF)와 비교해 보면 전체적으로 높은 당량비에서 화염전파속도가 빠르게 나타나고 있으며, 특히 SF-1이 SF-2 및 RF보다 훨씬 높은 당량비에서 최대 속도를 가짐을 확인하였다.

• 한국분무공학회지
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• 제27권2호
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• pp.66-76
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• 2022

This study presents a prediction methodology of transport properties using the methane-based TRAPP (m-TRAPP) method in a wide range of temperature and pressure conditions including both subcritical and supercritical regions, in order to obtain thermo-physical properties for hydrocarbon aviation fuels and their products resulting from endothermic reactions. The viscosity and thermal conductivity are predicted in the temperature range from 300 to 1000 K and the pressure from 0.1 to 5.0 MPa, which includes all of the liquid, gas, and the supercitical regions of representative hydrocarbon fuels. The predicted values are compared with those data obtained from the NIST database. It was demonstrated that the m-TRAPP method can give reasonable predictions of both viscosity and thermal conductivity in the wide range of temperature and pressure conditions studied in this paper. However, there still exists large discrepancy between the current data and established values by NIST, especially for the liquid phase. Compared to the thermal conductivity predictions, the calculated viscosities are in better agreement with the NIST database. In order to consider a wide range of conditions, it is suggested to select an appropriate method through further comparison with another improved prediction methodologies of transport properties.

• 한국분무공학회지
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• 제28권2호
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• pp.89-96
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• 2023

This study presents a numerical simulation investigating hydrodynamic characteristics of high-temperature hydrocarbon aviation fuel injected through a plain orifice injector. The analysis encompassed the temperature range up to the critical point, and the obtained results were compared with prior experimental observations. The analysis unveiled that the injector's exit pressure remains equivalent to the ambient pressure when the fuel injection temperature is below the boiling point. However, when the fuel temperature surpasses the boiling point, the exit pressure of the injector transitions to the saturated vapor pressure corresponding to the fuel injection temperature. Consequently, the exit pressure of the injector increases in tandem with the rapid increase of the saturation vapor pressure due to escalating fuel temperatures. This rise in the exit pressure necessitates a proportional increase in fuel injection pressure to ensure a fixed fuel mass flow rate. Furthermore, the investigation revealed that the discharge coefficient obtained by applying the exit pressure instead of the ambient pressure did exhibit no decrease, but rather was maintained at a nearly constant value, comparable to its level below the boiling point.

• 한국추진공학회지
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• 제24권5호
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• pp.65-76
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• 2020

3차원 스크램제트 모델의 설계과정에 있어 3차원 전산해석은 2차원 해석에 비해 상대적으로 복잡한 격자 구성과 많은 해석 시간을 요구한다. 때문에 다양한 조건에서의 3차원 모델의 성능을 확인하는 것은 쉽지 않은 일이다. 따라서 본 연구에서는 2차원 스크램제트 비행체 모델의 전산해석 결과와 비점성 초음속 선형화 이론을 기반으로 2차원 모델의 비행 조건에 따른 공력계수 및 흡입구 질량 포획률 관계식을 도출하였다. 도출된 2차원 성능 관계식과 함께 최소한의 3차원 해석을 수행하여 3차원 스크램제트 모델의 공력 계수와 흡입구 질량 포획률 관계식을 이끌어내었다. 또한 추가적인 3차원 계산을 통해 확장된 3차원 관계식들의 공력 정확도를 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권12호
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• pp.831-840
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• 2019

플러시 대기자료 측정장치는 비행체 표면에서 측정되는 압력 데이터를 이용하여 대기자료를 예측한다. FADS는 돌출된 프로브가 없으므로 고성능 항공기, 스텔스 비행체 및 극초음속 비행체에 적합하다. 본 논문에서는 구-원추 형상을 갖는 비행체에 대해서 아음속부터 초음속 비행까지 대기자료를 예측할 수 있는 FADS의 교정 절차와 계산 알고리즘을 제시한다. 표면 압력 데이터 측정을 위해 노즈부 표면에 5개 플러시 압력공들을 마련하였다. 유동각 예측과 압력 관련 변수의 예측을 분리하는 개념이며, 아음속 유동의 포텐셜 유동해와 극초음속 유동의 수정 뉴톤식을 결합한 압력모델을 사용한다. 교정 압력 데이터는 Euler 방정식을 푸는 전산유체역학 코드를 만들어서 마흐수 0.5 ~ 3.0의 범위에서 구축하였다. 비행 마흐 수 0.6~3.0, 받음각과 옆미끄럼각은 각각 -10° ~ +10°의 범위에서 여러 비행조건에 대해서 테스트를 수행하였다. 예측된 대기자료는 받음각, 옆미끄럼각, 마흐수, 자유류 정압이며 참고 데이터와 비교하여 정확도를 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권2호
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• pp.10-18
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• 2010

스크램제트 엔진은 현재 차세대 추진기관의 핵심구성품으로 주목받고 있으며, 현재 미국, 프랑스, 일본, 중국, 인도 등 전세계적으로 활발한 연구가 진행되고 있다. 항공우주연구원은 2007년 모델스크램제트 엔진 S1의 지상시험에 이어, 성능을 개선한 S2모델의 지상시험을 2009년 4월 수행하였다. 엔진시험모델은 설계마하수 6.7의 조건으로 제작되어 Off-design condition인 마하 7.7의 조건에서 지상시험이 수행되었다. 시험결과에서 본 시험모델은 흡입구 카울 안쪽의 충격파 중첩으로 인하여 유동의 박리현상이 발생하였으며, 이로 인하여 엔진 내부의 압력진동이 관찰되었다. 그러나, 연소기 내부에서 초음속 연소는 안정적으로 발생하였으며, 엔진의 격리부는 엔진 내 압력섭동이 흡입구로 전파되는 것을 차단하여 엔진불시동을 방지하는 것으로 나타났다. 또한 항우연의 S2 모델은 다른 시험모델과의 성능비교에서 추력 및 비추력 성능이 우수한 것으로 나타났다.

• Korean Chemical Engineering Research
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• 제59권4호
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• pp.481-486
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• 2021

극초음속 비행체의 비행 중에 발생되는 열 문제를 해결하기 위해 탑재된 연료의 분해반응 시 나타나는 흡열효과를 이용하는 냉각기술이 개발되고 있다. 본 연구에서는 HZSM-5를 촉매로 사용하여 n-dodecane 연료의 분해반응을 수행하였으며, 촉매 분해반응의 흡열효과를 극대화하고 코크생성을 억제하기 위해 촉매를 메탈폼에 코팅하였다. 반응기는 외경 1.27 cm의 스테인리스 스틸 흐름형 반응기를 사용하였다. HZSM-5를 메탈폼에 코팅한 촉매를 사용한 촉매 분해반응 결과 흡열량은 최대 2887 kJ/kg, 기상전환율은 34% 이었으며, 메탈폼의 코크생성량은 촉매를 코팅함에 따라 촉매를 코팅하지 않은 것에 비해 약 56% 감소하였다.