• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권4호
• /
• pp.69-75
• /
• 2003

본 논문에서는 이상적인 추력 방정식을 이용하여 초음속 연소기의 국부 추력을 계산하였다. 측정압력으로부터 추력을 결정하는 방법을 마하수 2.5의 초음속 연소기에 적용하였다. 추력계산을 위해서 미시간대학에서 실험한 압력측정치를 사용하였다. 초음속 연소기 내부의 국부추력을 계산하여 연소와 쐐기의 존재가 연소기 상류 부문의 추력에 많은 영향을 주었음을 발견하였다. 측정된 압력으로부터 추력을 계산하는 방법은 특히 고가의 추력특정 장치가 없는 경우에도 사용이 가능한 간단하고 실용적인 방법이 될 수 있을 것이다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제48권11호
• /
• pp.889-902
• /
• 2020

본 연구에서는 직접 연결식 초음속 연소기에서 설계점을 만족하는 초음속 유동의 형성유무 및 안정화 소요시간을 확인하기 위한 수치해석이 수행되었다. 이를 위하여 연소식 공기 가열기 하류의 고압 유동이 초음속 연소기로 전파되며 초음속 유동장을 형성해가는 과정을 살펴보았다. 압력 및 온도 분석을 통해, 초음속 유동장이 설계점인 마하수 2.0, 1,000 K을 만족하며, 최소 4.0 ms의 안정화 시간이 필요함을 확인하였다. 따라서 초음속 연소시험에서 연료분사 이전에 유동 안정화에 필요한 시간을 고려해야 함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제22권3호
• /
• pp.1-7
• /
• 2018

직결형 초음속 연소기 시험 설비를 사용하여 초음속 연소기에 대한 연소 시험을 수행하였다. 설비는 필요한 유동 조건을 모사할 수 있음을 검증하였다. 시험 조건은 유속 마하 2.0, 온도 $915^{\circ}C$, 압력 496 kPa을 15초 동안 모사할 수 있었다. 연소기 모델은 기체 수소를 연료로 사용하여 연료 당량비 0.12에서 점화 및 화염 유지가 가능함을 검증하였다. 이 유동 조건에서 연소 효율은 71%였으며 초음속 유동이 유지되었다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
• /
• 한국연소학회 1998년도 제17회 KOSCI SYMPOSIUM 논문집
• /
• pp.123-129
• /
• 1998

A numerical study has been conducted to investigate the effect of shock waves on the mixing and the recirculation zone of a hydrogen jet diffusion flame in a supersonic combustor. The general trends are compared with the experimental results obtained from the supersonic combustor at the University of Michigan. For the numerical simulation of supersonic diffusion flames, multi-species Navier-Stokes equations and detailed chemistry reaction equations of $H_2$-Air are considered. The $K-{\omega}/k-{\varepsilon}$ blended two equation turbulent model is used. Roe's FDS method and MUSCL method are used for convection fluxes in governing equations. Numerical results show that when slender wedges are mounted at the combustor wall the mixing and the combustion are enhanced and the size of recirculation zone is increased . The flame shape of supersonic flames is different in the flame-tip; it is not closed but open. The flame shape is shown to be greatly affected by shock waves.

• 한국추진공학회지
• /
• 제23권3호
• /
• pp.76-87
• /
• 2019

공동형 화염 안정화 장치를 갖는 초음속 연소기를 직접 연결 방식으로 시험을 수행하였다. 고도 20 km, 비행 마하수 4에 해당하는 전온도, 전압력 유동 조건에 대해 액체 탄화 수소 연료를 경사 분사와 공력 램프 분사의 2가지 방법으로 분사하였다. 축방향 벽면 압력과 연소기 출구의 전압력을 계측하여 연료량에 따른 연소 특성을 파악하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.595-598
• /
• 2011

이중 연소 램제트(DCR) 엔진의 주 연소기에서 초음속 연소 현상을 수치해석을 동하여 연구하였다. 초음속 연소 유동은 유동의 압축성 효과에 연소 안정성이 크게 영향 받으므로, 일정 단면적 부분의 길이 및 확산 각에 대한 영향을 살펴보았다. 동일한 입구 조건에서의 해석의 결과 이중 연소 램제트 엔진 연소기의 연소 유동은 기본적으로 난류 부상 화염의 특징을 가짐을 알 수 있었으며, 부상 화염의 높이는 초음속 확산각이 작고 일정 단면적 부분이 긴 경우, 분사기 가까이 유지되만, 확산각의 변화에 심하게 영향 받아 작은 변화에도 부상화염의 높이가 크게 증가하거나 연소기 밖으로 blow-out 되므로, DCR 연소기의 설계에는 화염의 안정성이 충분히 고려되어야 함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.332-335
• /
• 2008

본 연구의 목적은 수소 및 탄화수소를 이용한 bluff-body 화염 안정화 및 hyper-mixer와 같은 초음속 연소기 연료 분사기 주변의 유동해석 이다. 대규모 박리영역을 갖는 후방단 형상의 초음속 주변 유동을 해석하기 위한 검증 단계로 다양한 수치기법을 평가해 보았다. 고차 공간 정확도로 확장된 5차 TVD-MUSCL기법, Roe FDS, S-A DES/DDES 조합이 기저유동과 기저유출 유동에 좋은 결과를 보여 주었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.290-293
• /
• 2017

스크램젯 엔진용 초음속 연소기 연구를 위한 직결형, 연속식 연소 시험 설비를 개발하였다. 비행체 속도 마하 5, 연소기 입구 유속 마하 2를 가정하고, 시험 대상 연소기의 유로 단면은 높이 32 mm, 폭 70 mm로 가정하여 설비 요구 조건을 결정하였다. 이에 따라 설비는 유동 전압력 548 kPaA, 전온도 1,320 K, 유량 0.776 kg/s로 설계하였다. 설비는 터보형 압축기, 전기 가열기 및 연소식 가열기와 그 하류에 유동 가속을 위해 장착한 마하 2의 2차원 노즐로 구성하였다. 노즐 상류에서 산소를 추가 공급하여 연소식 공기 가열에 의한 산소 감소를 보상하도록 하였다. 배기는 별도의 감압은 하지 않았다. 저압, 저유량에서의 시운전을 수행하였으며, 설계점 운전은 향후 계획 중에 있다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
• /
• 한국연소학회 2000년도 제21회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
• /
• pp.83-91
• /
• 2000

A numerical study was carried out to investigate the 'unstart' process of thermally-choked combustion in model scramjet engines. The combustion mechanism of supersonic combustor will be compared with the experimental results obtained from the T3 free-piston shock tunnel at ANU (Australian National University) and the high enthalpy supersonic wind tunnel at UT (University of Tokyo). For the numerical simulation of supersonic combustion. multi-species Navier-Stokes equations were considered. and detailed chemistry reaction mechanism of $H_2$-Air were adopted. The governing equations were solved by Roe's FDS method and LU-SGS method with MUSCL scheme. In this study. it is found that the thermal choking process could result from excessive heat release due to combustion. In detail, sufficient heat release could be generated at local region of very high temperature increased by reflection of shock waves or vortex sheets. Accordingly the flow of downstream of the combustor fell to subsonic field propagated upstream along the combustor. Sometimes the subsonic flow field propagated into isolator could generate precombustion shock waves in the isolator.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.111-115
• /
• 2009

초음속 엔진으로부터 구성한 모델 연소기를 설계/제작하여 연소시험 중 발생하는 연소불안정을 측정하고 화염안정화 장치를 이용하여 2차 연료를 분사하는 방법으로 연소불안정을 능동제어하는 기법에 관해 연구하였다. 연소실 압력측정이나 화염의 광학적 계측을 통해 연소불안정 주파수를 검출하였고, 고속으로 운용할 수 있는 마그네틱 밸브를 구동기로 선정하여 밸브 후단 압력 및 2차 분사되는 연료의 분무의 광학적 계측을 통해 연료 변조 특성을 확인하였다.