• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.115-128
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• 2006

스크램제트 추진기술에 대한 최근 개발동향과 주요기술을 분석하였다. 스크램제트엔진은 지난 10여년간 급속한 기술 발전으로 지상시험에서 비행시험 단계에 접어들고 있으며, 수년 내 실용시험을 목표로 활발하게 연구개발 중이다. 광범위한 비행 마하수를 만족하는 이중연소램제트와 이중모드램제트 형태의 엔진은 각각 군용과 민수용으로 개발되고 있으며, 복합엔진은 차세대 우주발사체의 대안으로 개발되고 있다. 엔진 작동 특성의 미케니즘에 대한 정확한 이해와 이에 상응되는 기술, 흡열연료 및 CSiC 복합재료를 사용한 내열 문제 해결, 가변 흡입구와 노즐을 이용한 안정된 추진력 구현을 목전에 두고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.141-146
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• 2005

본 논문은 램제트/스크램제트 엔진에 대한 이론적인 해석 결과를 보여준다. 본 연구의 주요 목적은 램제트/스크램제트 엔진의 성능변수에 대하여 해석적 연구를 통해 물리적인 이해와 기초를 제시하는 것이다. 램제트/스크램제트 성능에 있어서 비행 마하수와 흡입구, 연소특성 등의 영향에 대하여 해석적 연구를 수행하였으며, 일정한 압력 또는 일정한 단면적을 가진 연소기에 대하여 사이클 해석을 통해 비교/분석하였다. 또한 연소기 입구에서의 최적 마하수에 대하여 연구하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.25-30
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• 2008

본 연구에서는 Visual C++프로그램을 이용하여 램젯엔진시뮬레이션을 위한 코드를 생성하였다. 연구에 사용되어진 램젯엔진은 이상적인모델로 가정하였다. 우선, Visual C++에의해 만들어진 GUI프로그램을 이해하기위해 기초이론을 설명하였다. 주변에서 흔히 구할수 있고, 사용이 용이하며, 빠른계산이 가능한 Visual C++프로그램은 특히 GUI프로그램을 DOS Mode에서도 사용할 수 있게 해준다. GUI프로그램은 엔진흡입구의 초기입력값만 넣어주면, 나머지 스테이션의 초기입력값은 이 프로그램에 의하여 자동으로 계산되어진다. 이 프로그램의 결과는 널리사용되어지고 있는 상형툴인 GASTURB9의 결과와 비교하여 타당성을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2008

본 논문에서는 램제트 기관의 성능을 결정짓는 공기흡입구를 램제트 엔진의 비행 목적에 맞게 비행 마하속도 4에서 기본설계를 수행하였다. 순항고도 12km, Mach $2{\sim}6$의 넓은 영역에서의 운용을 가능하게 하기 위하여 가변형 공기흡입구의 개념을 도입하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권3호
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• pp.49-59
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• 2008

본 연구에서는 155 mm 고체연료 램제트 추진 탄의 설계방법을 제시하였고 수학적 모델링을 통한 비행성능 해석 프로그램을 개발하였다. 비행성능 해석을 통하여 추력, 비추력, 압력 회복률, 충격파의 위치, 항력의 크기 등 비행 중 램제트 성능을 예측하였다. 비행탄도 해석결과 RAP에 비하여 90 % 정도의 사거리 증대효과를 나타내었다. 또한 노즐 출구 면적비와 흡입구 면적의 변화에 따른 사거리 변화의 추이를 살펴보았다. 제시된 모델링과 시뮬레이션 방법은 램제트 탄의 개발에 필요한 설계 자료로 매우 유용할 것이다.

• 한국분무공학회지
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• 제9권2호
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• pp.34-40
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• 2004

In a liquid-fueled ramjet engine, the insufficient mixing and evaporation result in the low combustion efficiency and combustion instability. Improving its characteristics and devising a means of fuel droplets with air may compensate these disadvantages of liquid fuel ramjet engine. The jet penetrations of various fuel injectors were measured to investigate the spray characteristics of a liquid-fueled ramjet engine under high pressure air-stream conditions. The penetrations in high pressure conditions are smaller than the values calculated from Inamura's or Lee's equations, and the jet penetrations in the high pressure conditions have a similar tendency. In the dual orifice injectors, the jet penetrations of rare orifice is rapidly increased due to the reduction of the drag, which is created by the jet column of front orifice. The jet penetration of rare orifice is increased because of the drag reduction created by the jet column of the front orifice. Because of the drag reduction formed by the column of jet, the jet penetration in the rear orifice of dual orifice injector is much larger than the jet penetrations of single orifice injector. As the distances of the orifice are increased, the jet penetrations of the rear orifice decrease.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.749-752
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• 2004

In a liquid-fueled ramjet engine, the insufficient mixing and evaporation result in the low combustion efficiency and combustion instability. Improving its spray characteristics and devising a means of mixing fuel droplets with air may compensate these disadvantages of liquid fuel ramjet engine. The jet penetrations of various fuel injectors were measured to investigate the spray characteristics of a liquid-fueled ramjet engine under high pressure air-stream conditions. The penetrations in high pressure conditions are smaller than the values calculated from Inamura's or Lee's equations, and, in the high pressure conditions, the jet penetrations are similar each other. In the dual hole injectors, the jet penetrations of rear orifice is rapidly increased due to the reduction of the drag, which is created by the jet column of front orifice. The jet penetration of rear orifice is increased because of the drag reduction created by the jet column of the front orifice. And, because of the drag reduction formed by the column of jet, the jet penetration in the rear orifice of dual hole injector is much larger than the jet penetration of single hole injector. As the distances of the orifice are increased, the jet penetrations of the rear orifice decrease.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제20권2호
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• pp.286-294
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• 2006

Flows in a ramjet inlet is simulated for the study of the rocket-ramjet transition. The flow is unsteady, two-dimensional axisymmetric, compressible and turbulent. Double time marching method is used for the unsteady calculation and HLLC method is used as a higher order MUSCL method. As for turbulent calculation, $\kappa-\omega$ SST model is used for more accurate viscous calculations. Sinusoidal pressure perturbation is given at the exit and the flow fields at the inlet is studied. The cruise condition as well as the ground test condition are considered. The pressure level for the ground test condition is relatively low and the effect of the pressure perturbation at the combustion chamber is small. The normal shock at the cruise condition is very sensitive to the pressure perturbation and can be easily detached from the cowl when the exit pressure is relatively high. The sudden decrease in the mass flux is observed when the inlet flow becomes subcritical, which can make the inlet incapable. The amplitude of travelling pressure waves becomes larger as the downstream pressure increases, and the wavelength becomes shorter as Mach number increases. The phase difference of the travelling perturbed pressure wave in space is 180 degree.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.117-121
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• 2003

In order to investigate the performance characters of the ramjet propulsion, at the first step, in this paper Ideal Brayton cycle is adopted. In the Ideal Ramjet cycle some of the Parameters are independent of the heat input, for example thermal efficiency but in the Ideal Brayton cycle, Mach number and the entry temperature of the combustion chamber are important variables with the heat input.

• 한국추진공학회지
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• 제4권2호
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• pp.12-20
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• 2000

The numerical analysis, including chemical reaction of an entire ramjet engine is studied to understand the ignition transient mechanism and the dynamic characteristics of the Integrated Rocket Ramjet System comprehensively. Details of how a subsonic combustion environment is established from the supersonic ram air after removal of the inlet port cover, are examined during the ignition transient. Various physical processes are investigated systemically, including ignition, flame propagation, flame dynamics, and vorticity evolution.