• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.277-284
• /
• 2017

본 연구는 이중모드 스크램제트 엔진의 흡입구, isolator, 연소기, 노즐에서의 flowpath 유동특성에 대한 해석적 연구결과이다. 이중모드 스크램제트 엔진의 설계와 성능을 파악하기 위해서는 공력, 열역학적 특성, 추진 그리고 전체 시스템에 대한 성능 모델과 해석 도구의 개발이 반드시 요구된다. 본 연구에서는 이중모드 스크램제트 엔진의 각 구성품인 흡입구, isolator, 연소기, 노즐에 대한 해석 모델을 정립하고, 개발된 해석 도구를 사용하여 이중모드 스크램제트 엔진의 성능특성을 파악해 보았다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제26권1호
• /
• pp.88-97
• /
• 2022

본 연구에서는 직접 연결식 초음속 연소기의 지상 시험 장치에 고온, 고압 공기 공급을 위한 연소식 공기 가열기를 설계 및 제작하였으며, 목표 설계점 만족 여부를 검증하기 위한 실험을 수행하였다. 연소식 공기 가열기 노즐 출구의 상부 경계, 하부 경계 및 중앙에 쐐기를 설치하여 마하수가 2.0 수준을 만족하는 것을 확인하였으며, 연소실 내부 압력 또한 설계점과 비교하여 만족할만한 수준으로 나타났다. 온도의 경우 열전대의 노출되는 정도와 느린 응답 특성에 의해 측정된 온도의 편차가 크게 나타났다. 이후 연소식 공기 가열기 후방에 격리부를 연결하고 동일한 방법으로 마하수를 측정하였으며, 격리부 출구 중앙의 마하수는 1.8~1.9 정도로 소폭 감소하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.368-373
• /
• 2005

효과적인 초음속 연소를 수행하기 위해 연료와 공기의 빠른 혼합을 이룰 수 있는 연료 분사 기술이 요구된다. 본 수치적 연구의 목적은 초음속 유동장내에서 공동 주위 연료분사 위치에 따른 연료/공기 혼합 및 연소 현상을 살펴보고자 한다. 연료 분사 위치는 연소기내에서 영향을 미치는 공동의 길이-깊이비를 변화시킨다. 따라서 같은 형상의 공동이라 하더라도 공동 주위 유동 특성이 달라지므로 연소기 내부의 연료/공기 혼합과 연소 현상에 영향을 끼치게 된다.

• 한국연소학회지
• /
• 제12권1호
• /
• pp.21-27
• /
• 2007

The supersonic combustion experiments are carried out using T3 free-piston shock tunnel. Different shock tube fill pressures have various inflow conditions. $15^{\circ}$ inclined hydrogen fuel injection is located before the cavity. Oblique shock is generated at the trailing edge of the cavity and reflects off the top and bottom wall. For non-reacting flow, static pressures in low equivalence ratio are similar to those in no fuel injection. As equivalence ratio is increased, static pressures are increased in the duct. In the similar equivalence ratio, static pressures are increased when total enthalpy is decreased. For reacting flow, the flame is occurred near the cavity. The combustion is weak locally in the middle of the duct. The up and down pressure distribution in the duct means that the supersonic combustion is generated.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.326-330
• /
• 2011

이중연소 램제트엔진의 아음속 연소기의 연소가스와 스크램제트 모드로 흡입되는 흡입공기의 혼합 및 초음속 연소를 고려한 이중연소램제트 성능해석 기법을 개발하고 검증하였다. 극초음속 흡입구의 유동특성을 고려하기 위하여 Taylor-Maccoll 방정식을 사용하였으며 초음속 연소기 해석을 위해 준 1차원 연소모델 및 CEA를 이용한 화학 평형 모델을 적용하였다. 개발된 모델을 통하여 계산된 흡입구와 연소기에서의 열역학 데이터를 수치해석 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.386-387
• /
• 2012

본 연구는 이중연소 램제트 엔진의 연소기에 대한 초음속 연소 실험에 대한 것이다. 이중연소 램제트 엔진의 기본 성능해석을 통해 도출된 이중 연소기 형상을 설계/제작하여 연소 실험을 수행하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
• /
• 제10권3호
• /
• pp.203-222
• /
• 2023

The detonation combustion is a supersonic combustion process follows on shock wave oscillations in detonation tube. In this paper numerical studies are carried out combined effect of blockage ratio and spacing of obstacle on detonation wave propagation of hydrogen-air mixture in pulse detonation combustor. The deflagration to detonation transition of stoichiometric (ϕ=1)fuel-air mixture in channel has been analyzed for effect of blockage ratio (BR)=0.39, 0.51, 0.59, 0.71 with spacing of 2D and 3D. The reactive Navier-Stokes equation is used to solve the detonation wave propagation mechanism in Ansys Fluent platform. The result shows that fully developed detonation wave initiation regime is observed near smaller vortex generator ratio of BR=0.39 inside the combustor. The turbulent rate of reaction has also a great significance role for shock wave structure. However, vortices of rapid detonation wave are appears near thin boundary layer of each obstacle. Finally, detonation combustor demonstrates the superiority of pressure gain combustor with turbulent rate of reaction of 0.6 kg mol/m3 -s inside the detonation tube with obstacle spacing of 12 cm, this blockage enhanced the turbulence intensity and propulsive thrust. The successful detonation wave propagation speed is achieved in shortest possible time of 0.031s with a significance magnitude of 2349 m/s, which is higher than Chapman-Jouguet (C-J) velocity of 1848 m/s. Furthermore, stronger propulsive thrust force of 36.82 N is generated in pulse time of 0.031s.

• 한국추진공학회지
• /
• 제25권2호
• /
• pp.1-11
• /
• 2021

연소기 내부의 공동은 낮은 속도의 재순환영역과 유동의 진동을 일으켜 연료와 공기의 혼합 효율을 증대시키고, 화염을 유지함으로써 지속적인 연소를 가능하게 한다. 본 연구에서는 공동의 형상 인자에 따른 내부 유동의 특성을 실험과 2차원 전산해석을 통해 관찰하였다. 초음속 연소기 내 유동은 단순히 L/D 이외에도 다양한 공동 형상인자에 따라 크게 영향을 받는 것이 관찰되었다. 동일 L/D에서도 공동의 깊이에 따라 open과 closed 형태가 나타남을 확인하였고, 공동의 후방 경사각, 연소기 높이도 유동 특성이 달라지며, 이는 전압력 손실에 큰 영향을 미치는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.75-78
• /
• 2004

Various jet engines (Turbine engine family and RAM Jet engine) have been developed for high speed aircrafts. but their application to hypersonic flight is restricted by principle problems such as increase of total pressure loss and thermal stress. Therefore, the development of next generation propulsion system for hypersonic aircraft is a very important subject in the aerospace engineering field, SCRAM Jet engine based on a key technology, Supersonic Combustion. is supposed as the best choice for the hypersonic flight. Since Supersonic Combustion requires both rapid ignition and stable flame holding within supersonic air stream, much attention have to be given on the mixing state between air stream and fuel flow. However. the wider diffusion of fuel is expected with less total pressure loss in the supersonic air stream. So. in this study the direction of fuel injection is inclined 30 degree to downstream and the total pressure of jet is controlled for lower penetration height than thickness of boundary layer. Under these flow configuration both streams, fuel and supersonic air stream, would not mix enough. To spread fuel wider into supersonic air an aerodynamic force, baroclinic torque, is adopted. Baroclinic torque is generated by a spatial misalignment between pressure gradient (shock wave plane) and density gradient (mixing layer). A wedge is installed in downstream of injector orifice to induce an oblique shock. The schlieren optical visualization from side transparent wall and the total pressure measurement at exit cross section of combustor estimate how mixing is enhanced by the incidence of shock wave into supersonic boundary layer composed by fuel and air. In this study non-combustionable helium gas is injected with total pressure 0.66㎫ instead of flammable fuel to clarify mixing process. Mach number 1.8. total pressure O.5㎫, total temperature 288K are set up for supersonic air stream.

• 한국연소학회지
• /
• 제12권2호
• /
• pp.20-25
• /
• 2007

The supersonic combustion experiments are carried out using T3 free-piston shock tunnel. Hydrogen Fuel is injected in the cavity parallel with air(or nitrogen) flow. The equivalence ratios in this study are 0.132 and 0.447. Experimental measurements use OH-PLIF near the cavity and pressures in the combustor. For parallel fuel injection case, direct fuel add into cavity leads to increase of cavity pressure. And Flame exists just near the bottom wall for low equivalent ratio. There is no flame in the cavity because of no mixing in it. Compared to the inclined fuel injection, ignition delay length is longer for low equivalence ratio in both case. OH distribution is not a single line but a repeatable fluctuation flame structure by turbulence. Pressure distributions have nothing to do with the fuel injection position.