• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2007년도 제34회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.31-36
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• 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 fuel) 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.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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• pp.229-232
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• 2002

For the purpose of Thermal Protection Material design problem, a numerical analysis of axisymmetric high temperature supersonic impinging jet flows of exhaust gas from combustor on curved surfaces has been accomplished. A modifed CSCM Upwind Navier-Stokes method which is able to cure the carbuncle Phenomena has been developed to study strong shock wave structure and thermodynamic wall properties such as pressure and heat transfer rate on various curved surfaces. The results show that the maximum heat transfer rate which is the most important parameter affecting thermo-chemical surface ablation on the plate did not occur at the center of jet impingement, but rather on a circle slightly away from the center of impingement and the shear stress distribution alone the wall is similar to the wall heat transfer late distribution.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2002년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.17-22
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• 2002

This paper describes numerical research on transverse jet behind rearward-facing step in turbulent supersonic flowfields without chemical reaction. The purpose of transverse jet behind rearward-facing step is to improve mixing of the fuel in the combustor. Two-dimensional unsteady flowfields generated by slot injection into supersonic flow are numerically simulated by integration of Navier-Stokes equation. Final-scale turbulence effects are modeled with two-equation $\kappa-\epsilon$ model. Numerical methods are modeled high-order upwind TVDschemes. A total of 4 cases are computed, comprising slot momentum flux ratios at four step heights downstream of the step. These numerical results are represented periodic phenomenon in unsteady flowfields.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2005년도 추계 학술대회논문집
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• pp.245-248
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• 2005

SCRamjet is the key technology for hypersonic flight over mach number 6. It is characterized by very short residence time in combustor because its internal flow is supersonic. In this short time, the whole process of combustion must be done. Especially numerical study of combustor is important because air-fuel mixing rate influences the performance of combustor. Various methods of air-fuel mixing enhancement are proposed. Among these, cavity injection method is selected to study in this paper. The numerical study is conducted with the variation of the cavity length at the fixed height of unit and jet injection on the downstream of cavity.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.419-422
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• 2010

이중연소 램제트 엔진의 연소기 내부의 연소 현상을 이해하기 위하여 gas generator를 포함하고 있는 이중연소 램제트 엔진의 연소기에 대한 비정상 연소 수치해석을 수행하였다. Gas generator의 당량비 변화에 따른 연소기 내 유동의 변화를 파악하였으며, 주요 위치에서의 압력거동을 분석하고 연소기 전 영역에서의 음향모드를 분석하여 본 연구에 사용된 연소기의 동적거동을 파악하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.294-296
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• 2017

본 연구에서는 대체 혼합물을 이용하여 케로신의 초임계 조건에서의 열전달 특성을 예측하고 이를 열전달 계산에 적용하는 연구를 수행하였다. 케로신의 열전달 특성은 NIST SUPERTRAPP을 사용하여 대표 물질의 열물성 데이터를 조합함으로써 모사하였다. 본 연구를 통해 획득한 케로신의 열물성 DB는 초속 연소기의 재생 냉각 열교환기의 설계 변수 결정에 사용할 예정이며, 재생냉각 연소기의 연소 시험 결과와 비교를 통해 예측된 열물성 데이터의 타당성을 검증해 나갈 예정이다.

• 한국추진공학회지
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• 제3권4호
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• pp.51-57
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• 1999

Ramjet 엔진에서 Ramjet 입구의 초음속 유동에 의한 압축과정은 연소기내로 유입되는 공기의 온도를 상승시킨다. 따라서 고도와 비행조건에 따라 변하는 실제비행조건을 모사하기 위해서는 공기의 온도와 속도를 정확하게 제어할 필요가 있다. 본 연구에서는 Vitiated Air Heater를 제작하여 공기, 수소, 산소의 안을 변화시키면서 Vitiated Air Heater 연소가스(Vitiated Air)의 온도분포와 속도분포, 그리고 연소가스 성분을 측정함으로써 Vitiated Air Heater의 성능을 평가하였다. 그 결과 Ramjet 엔진의 지상실험범위에 요구되는 Ramjet 연소기 입구의 유입 속도범위(80~120 ㎧)와 온도범위(400~800 K)를 만족하였으며, 균일한 속도 및 온도분포로 대기공기와 같은 산소성분비를 가지는 Vitiated hir를 얻을 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.258-263
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• 2008

초음속 순항 엔진 연소기에 적용하기에 유리한 스크류형 선회기를 장착한 인젝터의 성능을 이론적, 수치적, 실험적 방법을 통해 밝혀 내었다. 인젝터의 성능은 유출계수와 분무각을 중심으로 살펴보았으며, 이에 영향을 미치는 형상 파라미터를 정의하고 기준 인젝터를 설계하여 형상계수에 따른 성능의 변화를 살펴보았다. 정의된 범위에서 인젝터의 성능은 이론적 예측에 의한 값보다 작은 값으로 나타났으며, VOF 방법을 사용한 수치해석에 의해 성능이 매우 잘 예측되는 것을 확인할 수 있었다. 점성장벽에 해당하는 특성은 나타나지 않았으며, 최소 0.05의 유출계수와 최대 104의 분무각을 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.57-63
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• 2008

공기흡입식 추진 기관인 스크램제트 엔진은 연소기 내부 유동이 초음속으로 유동장의 연소기 내부 체류 시간이 수 ms로 매우 짧다. 이 짧은 시간동안 연소과정이 모두 이루어져야 하므로 초음속 연소기술에 대한 연구는 매우 중요하다. 본 논문은 초음속 연소 기술 중 연료-공기의 혼합을 증대시키는 방법에 관심을 두고 Cavity를 이용한 방법을 선택하여 높이를 10mm로 고정시키고 길이를 변화시켰으며, Cavity 후류에서 지름 1mm의 분사구를 통해 음속 let을 분사시키는 유동장을 형성하여 3차원 Navier-Stokes 방정식을 통해 점성 유동장을 해석하였다. 해석 결과 Cavity 길이/높이비(L/H)가 클수록 Vorticity가 값이 증가하였고 Vorticity의 증가 영역이 유동장의 위, 옆 방향으로 확장되는 것을 볼 수 있었다. 하지만 Vorticity가 증가하는 만큼 추력특성을 떨어뜨리는 정체압력 손실이 증가하므로 연소기 설계 시 최대의 혼합과 최소의 정체압력 손실을 고려한 최적 형상 설계가 필요하다는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.330-335
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• 2017

초음속에서 극초음속 영역까지 광범위한 비행영역에서 작동 가능한 추진시스템으로 램제트와 스크램제트의 장점을 포함하는 복합사이클을 적용한 이중램제트에 대한 연구가 많은 선진국에 의해 수행되고 있다. 여기서 이중모드 램제트는 하나의 연소기 즉, 동일한 유동 경로상에서 아음속과 초음속 연소가 이루어져 램제트와 스크램제트 모드로 각각 작동되는 엔진이다. 본 연구에서는 이중모드 스크램제트 엔진의 비행마하수 3.5 ~ 6조건으로 설계된 지상시험모델에 대한 연소시험을 수행하였다. 특히 고도 27.6km 및 Mach 6조건에서의 연소시험 결과를 통해 이중모드램제트의 스크램제트 연소현상을 확인하고 적용된 설계 방안 등에 대한 검증을 수행하였다.