• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.274-277
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• 2004

ATR 엔진 연소기 내부에서의 연료와 공기의 혼합성능은 연소 안정성이나 효율에 지배적인 요인이 된다. 본 연구에서는 ATR 모델 연소기에서의 혼합성능을 비교하기 위하여 두 유체의 속도 비$(r=v_a/v_f)$를 변화시키면서 연료분포를 측정하였다. 측정 방법으로는 2차원 연료분포를 얻기 위하여 널리 이용되는 평면레이저 유도형광기법과 화상처리 기법을 사용하여 연료분포 이미지를 얻었다. 측정된 연료분포 화상으로부터 공기속도/연료속도 비가 1에 가까울수록 연료 혼합성능이 떨어지는 특성을 관찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.804-809
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• 2008

In this study, the cooling performance of a C/C composite material structure with metallic cooling tubes fixed by elastic force without chemical bonding was evaluated experimentally using combustion gas in a rocket combustor. The C/C composite chamber was covered by a stainless steel outer shell to maintain its airtightness. Gaseous hydrogen as a fuel and gaseous oxygen as an oxidizer were used for the heating test. The surface of these C/C composites was maintained below 1500 K when the combustion gas temperature was about 2900 K and heat flux to the combustion chamber wall was about 9 $MW/m^2$. No thermal damage was observed on the stainless steel tubes which were in contact with the C/C composite materials. Results of the heating test showed that such a metallic-tube-cooled C/C composite structure is able to control the surface temperature as a cooling structure(also as a heat exchanger), as well as indicating the possibility of reducing the amount of the coolant even if the thermal load to the engine is high. Thus, application of the metallic-tube-cooled C/C composite structure to reusable engines such as a rocket-ramjet combined cycle engine is expected.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.456-459
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• 2008

The purpose of this paper is to examine the aerodynamic characteristics of three hypersonic configurations including pure liftbody configuration, pure waverider configuration and liftbody integrated with waverider configuration. Hypersonic forbodies were designed based on these configurations. For the purpose to integrate with ramjet or scramjet, all the forebodies were designed integrated with hypersonic inlet. To better understand the forebody performance, three dimensional flow field calculation of these hypersonic forebodies integrated with hypersonic inlet were conducted in the design and off design conditions. The computational results show that waverider offer an aerodynamic performance advantage in the terms of higher lift-drag ratios over the other two configurations. Liftbody offer good aerodynamic performance in subsonic region. The aerodynamic performance of the liftbody integrated with waverider configuration is not comparable to that of pure waverider in the terms of lift-drag ratios and is not comparable to that of pure liftbody in subsonic. But the liftbody integrated with waverider configuration exhibit good lateral-directional and longitudinal-directional stability characteristics. Both pure waverider and liftbody integrated with waverider configuration can provide relatively uniform flow for the inlet and offer good aerodynamic characteristics in the terms of recovery coefficient of total pressure and uniformity coefficient.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.326-329
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• 2008

DARPA가 계획 중인 대형 극초음속 추진 기관 개발 프로그램 VULCAN 프로그램은 듀얼모드 램제트/스크램제트 엔진과 연계되어 TBCC엔진을 이룰 수 있도록, 기존의 터보제트(또는 터보팬) 엔진과 CVC과 엔진을 결합하여 마하수 4이상에서 작동 가능한 엔진을 개발하는 것을 목표로 하고 있다. CVC 엔진은 데토네이션 연소 현상을 기본으로 하여 고마하수에서 고효율을 얻을 수 있는 PDE 이나 CDE와 같은 신개념의 엔진이다. 본 논문에서는 부산대학교 항공우주공학과 연소 추진 연구실에서 지난 수년간 국제공동 연구의 형태로 수행한 데토네이션 현상의 추진기관 응용에 연구에 대하여 소개한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.447-448
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• 2008

The goal of this study is to find flame dynamic behavior using a transverse fuel injection in a model combustor, and is to investigate main causes of unstable combustion in a liquid-fueled combustor. For transverse fuel injection into air cross flow, spray result shows similar tendency with Wu et al.[1998] until spray arrives at flame-holder. However, passing through flame-holder, fuel inflow into recirculation region of flameholder is not sufficient so it makes large difference between shear flame and recirculation flame behind flameholder. In combustion tests, the stable flame shows a kind of shear flames and low peaks of dynamic pressure frequencies. On the other hand, unstable flame shows periodic detached flame in recirculation zone and a strong peak of dynamic pressure frequency. The instability frequency is highly affected by influx air velocity, air temperature, equivalence ratio and wake or vortex shedding frequency behind the flameholder.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.310-313
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• 2008

스크램젯 비행체에서 극초음속 순항미사일의 추진 특성을 향상시키고 항력을 적게 발생하면서 전력을 생산하는 장치로써 MHD 장치가 최근 들어 큰 관심을 받아왔다. 이전에 보였던 것보다 보다 완전한 물리적 모델을 바탕으로 하면, 경계층 박리 억제나 파워 바이패스를 통해 극초음속 추진 시스템의 성능 향상을 하는 MHD의 쓰임새를 논의하는 것은 불필요한 일이 된다. MHD 유동 제어를 하게 되면 엔진 성능에 상당한 역효과를 미치는 불가피한 Joule 가열이 크게 발생한다. 하지만, 예비 조사에 따르면 MHD는 약간의 항력만을 더 발생하면서 스크램젯 엔진을 장착한 무기에 메가와트 단위의 큰 전력을 생산해 낼 수 있을 것으로 여겨진다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권1호
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• pp.12-19
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• 2022

덕티드 로켓의 가스발생기에 사용되는 추진제는 연료과농 추진제로서, 일반적인 고체 로켓 추진제에 비하여 과량의 금속연료와 소량의 산화제를 포함한다. 본 논문에서는 연료과농 추진제를 제조하기 위하여 보론 분말과 MgAl(Magnesium-Aluminium Alloy)를 적용하였다. 이 금속연료를 적용한 추진제의 특성을 분석하였고, 이를 통하여 최적의 조성을 연구하였다. 추진제의 연소생성물 분석을 통하여 보론 비드가 아닌 미립의 보론 분말로도 가스발생기용 연료과농 추진제가 가능함을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권6호
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• pp.10-18
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• 2015

로켓 기반 공기흡입추진(RBCC : Rocket Based Combined Cycle) 엔진이 적용된 재사용 발사체의 요구 중량 및 성능을 분석하고 예측하였다. RBCC 엔진을 위해 개발한 엔진 모델과 비행체 궤적 모델을 통합하여 RBCC 기반 재사용 발사체의 궤적 및 성능계산 모델을 개발하였으며, 기존 논문의 결과와 비교함으로써 검증하였다. 개발된 모델과 기존 논문을 바탕으로 총 이륙중량 15톤의 재사용 발사체에 대한 무게분석과 엔진의 요구 조건을 도출하였으며, 엔진의 모드 전환 마하수 변화 등에 따른 비행체의 추진제 요구량 변화를 분석하였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권5호
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• pp.426-437
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• 2007

초음속 흡입구는 설계점에서 안정된 작동을 보이지만 탈설계점에서는 흔히 버즈라고 불리는 공력 불안정성에 직면하게 되고, 결과적으로 현저한 엔진 성능의 저하를 초래하게 된다. 버즈의 일반적인 특성을 파악하기 위해 1단 꺽임각을 갖는 외부 압축식 축대칭 흡입구를 이용하여 실험적, 수치적 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해, 흡입구 목에서 박리에 의한 흡입구 질식이 버즈의 주요 원인임을 밝힘으로써 버즈 현상의 메커니즘을 파악하였다. 여러 면적비율에 따라 간헐적 버즈와 연속적 버즈가 관찰되었고 그 천이과정이 파악되었다. 면적비율이 감소할수록 버즈 주파수가 증가하였으나, 각 면적비율에서 흡입구 내 모든 위치의 압력 진동 주파수는 동일한 특성을 갖는다.