• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.91-93
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• 2003

A comprehensive numerical study is carried out to investigate for the understanding of the flow evolution and flame development in a supersonic combustor with normal injection of ncumally injecting hydrogen in airsupersonic flows. The formulation treats the complete conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration for a multi-component chemically reacting system. For the numerical simulation of supersonic combustion, multi-species Navier-Stokes equations and detailed chemistry of H2-Air is considered. It also accommodates a finite-rate chemical kinetics mechanism of hydrogen-air combustion GRI-Mech. 2.11[1], which consists of nine species and twenty-five reaction steps. Turbulence closure is achieved by means of a k-two-equation model (2). The governing equations are spatially discretized using a finite-volume approach, and temporally integrated by means of a second-order accurate implicit scheme (3-5).The supersonic combustor consists of a flat channel of 10 cm height and a fuel-injection slit of 0.1 cm width located at 10 cm downstream of the inlet. A cavity of 5 cm height and 20 cm width is installed at 15 cm downstream of the injection slit. A total of 936160 grids are used for the main-combustor flow passage, and 159161 grids for the cavity. The grids are clustered in the flow direction near the fuel injector and cavity, as well as in the vertical direction near the bottom wall. The no-slip and adiabatic conditions are assumed throughout the entire wall boundary. As a specific example, the inflow Mach number is assumed to be 3, and the temperature and pressure are 600 K and 0.1 MPa, respectively. Gaseous hydrogen at a temperature of 151.5 K is injected normal to the wall from a choked injector.A series of calculations were carried out by varying the fuel injection pressure from 0.5 to 1.5MPa. This amounts to changing the fuel mass flow rate or the overall equivalence ratio for different operating regimes. Figure 1 shows the instantaneous temperature fields in the supersonic combustor at four different conditions. The dark blue region represents the hot burned gases. At the fuel injection pressure of 0.5 MPa, the flame is stably anchored, but the flow field exhibits a high-amplitude oscillation. At the fuel injection pressure of 1.0 MPa, the Mach reflection occurs ahead of the injector. The interaction between the incoming air and the injection flow becomes much more complex, and the fuel/air mixing is strongly enhanced. The Mach reflection oscillates and results in a strong fluctuation in the combustor wall pressure. At the fuel injection pressure of 1.5MPa, the flow inside the combustor becomes nearly choked and the Mach reflection is displaced forward. The leading shock wave moves slowly toward the inlet, and eventually causes the combustor-upstart due to the thermal choking. The cavity appears to play a secondary role in driving the flow unsteadiness, in spite of its influence on the fuel/air mixing and flame evolution. Further investigation is necessary on this issue. The present study features detailed resolution of the flow and flame dynamics in the combustor, which was not typically available in most of the previous works. In particular, the oscillatory flow characteristics are captured at a scale sufficient to identify the underlying physical mechanisms. Much of the flow unsteadiness is not related to the cavity, but rather to the intrinsic unsteadiness in the flowfield, as also shown experimentally by Ben-Yakar et al. [6], The interactions between the unsteady flow and flame evolution may cause a large excursion of flow oscillation. The work appears to be the first of its kind in the numerical study of combustion oscillations in a supersonic combustor, although a similar phenomenon was previously reported experimentally. A more comprehensive discussion will be given in the final paper presented at the colloquium.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.453-454
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• 2008

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.325-329
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• 2017

본 연구에서는 탄화수소 계열 케로신 연료를 적용한 이중모드 램제트 연소기에 대하여 마하수 3.5~6.0 조건에서 연소시험을 수행하였다. 이릍 통해서 격리부, 상부(초음속)연소실 및 하부(아음속)연소실 내부의 온도와 압력분포를 측정하여 연소실 내부의 연소특성을 연구하였다. 마하수 3.5~5.0 까지는 아음속 연소 모드로서 하부 연소실에서 램연소를 확인할 수 있었으며, 마하수 6.0 조건에서는 인젝터에서 분사된 연료가 자연발화하여 상부 연소실에서 초음속 연소가 성공적으로 발생하였음을 확인할 수가 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.81-88
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• 2013

Taylor-Maccoll 유동관계식과 준 1차원 모델을 적용한 구성품 기반의 이중램제트 추진기관 모델 개발에 대해 기술하였다. 이중램제트 흡입구는 Taylor Maccoll 유동관계식을 적용하여 콘 각도 $25^{\circ}$ 형상을 갖는 흡입구에 대해 아음속 및 초음속 흡입구 모델을 구현하였으며 예 연소가스를 초음속 연소기로 전달하는 기능의 가스발생기는 Lumped 모델을 적용하여 모델을 구현하였고 요구되는 노즐목 크기에 대해 기술하였다. 초음속 연소기의 경우 준 1차원 모델을 적용하여 위치에 따른 마하수 변화, 온도변화 및 압력변화 등을 제시하였다. 또한 금번 모델을 이용하여 당량비 및 압력회복율을 고려한 연료량 조절모델에 따른 추력과 비추력을 계산하여 그 결과를 제시하였다.

• 한국연소학회지
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• 제12권2호
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• pp.1-9
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• 2007

This paper describes numerical efforts to investigate combustion characteristics of HyShot scramjet combustor, where gaseous hydrogen is transversely injected into a supersonic cross flow. The corresponding altitude, angle of attack, and equivalence ratio are 35-23 km, $0^{\circ}$, and 0.426 respectively. Two-dimensional simulation reasonably predicts combustor inner pressure distribution and reveals periodic combustion characteristics of HyShot scramjet combustor. Altitude effects are also investigated and the strength of flow instability and subsonic boundary layer thickness affect the combustion efficiency according to altitudes. Frequency analyses provide the flow instability effects on the turbulent combustion in HyShot scramjet combustor.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2007년도 제34회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.79-85
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• 2007

This paper describes numerical efforts to investigate combustion characteristics of HyShot scramjet combustor, where gaseous hydrogen is transversely injected into a supersonic cross flow. The corresponding altitude, angle of attack, and equivalence ratio are 35-23 km, $0^{\circ}$, and 0.426 respectively. Two-dimensional simulation reasonably predicts combustor inner pressure distribution and reveals periodic combustion characteristics of HyShot scramjet combustor. Altitude effects are also investigated and the strength of flow instability and subsonic boundary layer thickness affect the combustion efficiency according to altitudes. Frequency analyses provide the flow instability effects on the turbulent combustion in HyShot scramjet combustor.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.586-589
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• 2009

일본 JAXA가 보유하고 있는 Blow down 방식의 초음속 풍동 "RAMSYS"를 이용하여 스크램제트 엔진 연소기의 연소시험을 수행하였다. 시험결과로 Cavity가 없는 경우보다 Cavity를 장착한 경우에 연소압력이 높게 나타나는 것으로 확인되었으며 본 연구를 통하여 새롭게 적용한 zigzag cavity는 가장 높은 연소압력을 보여 스크램제트엔진의 안정적인 운영에 기여할 것으로 기대된다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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• pp.253-254
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• 2002

The determination of thrust is very important in hypersonic air-breathing propulsion design and evaluation. Because of the short flow-residence time in the combustor, the evaluation of engine performance is strongly influenced upon the engine thrust. Conventional methods to determine the thrust is using thrust stand or force measurement system. However, these methods cannot be applied to the case where thrust stands are impractical, such as free jet testing of engines, and model combustor. With this reason, the thrust determination method from measured pilot pressure is considered and evaluated.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.371-374
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• 2011

이중연소 램제트 엔진의 초음속 난류 연소의 화염 안정성을 살펴보기 위하여 다차원 외삽을 이용한 고해상도 전산 유체해석을 수행하였다. 높은 엔탈피 조건의 수소/일산화탄소 합성 가스와 초음속 공기의 전단층 내 자발 점화를 살펴보았으며, 일정 단면적 연소기와 작은 확산각이 있는 초음속 동축 연소기에 대한 비교를 통하여 초음속 연소는 부상 화염의 특징을 보이며 화염 안정성이 압축성 효과에 크게 영향 받음을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제3권1호
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• pp.65-71
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• 1999

마하수 2.5인 모델 스크램제트 연소기내에서 초음속 수소-공기 화염에 대한 충격파의 영향을 실험적으로 연구하였다. 본 실험은 충격파가 초음속 화염에 미치는 영향을 연구한 최초의 실험연구이다. 동일한 모양과 크기의 $10^{\cire}$ 쐐기를 연소기 팽창 벽면에 각각 부착시켜 평면경사충격파를 발생시켰고 충격파가 화염에 미치는 영향을 연구하였다. 쉬릴렌 가시화 사진과 벽면정압, 그리고 두개의 다른 공기온도에서의 연소효율을 측정하였으며, 충격파가 없는 경우와 비교하였다. 충격파에 의해서 화염 모양은 크게 변화하였다. 연소효율은 공기온도에 따라 상이한 결과를 보였는데 공기정체온도가 증가하고 연료유량이 증가한 경우에 충격파에 의한 연소효율은 더 좋은 결과를 보였다.