• 한국추진공학회지
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• 제18권5호
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• pp.43-53
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• 2014

충격파 터널은 초음속 및 극초음속 비행조건의 유동장을 지상에서 가장 유사하게 모사할 수 있는 시험설비로서, 거의 반세기 동안 전 세계적으로 유용하게 운용되고 있다. 국내의 극초음속 비행체에 대한 많은 관심의 결과로 충격파 시험장치에 대해 주목하고 있으며, 최근에 KAIST에서는 중간 크기의 충격파 터널을 갖추게 되었다. 본 논문은 개발된 충격파 터널의 성능과 최근 수행된 모델 스크램제트 시험자료를 제시하고 있다. 본 연구에서 모사된 자유흐름 유동조건은 마하수 5.7 비행속도에 해당하며, 이러한 비행조건에서 스크램제트의 초음속 연소기내에 유동 환경을 모사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1996년도 제7회 학술강연회논문집
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• pp.107-116
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• 1996

Numerical simulations have been conducted to characterize unsteady flow structures in an axisymmetric supersonic inlet diffuser with sinusoidal pressure oscillations at the diffuser exit. The formulation is based on the unsteady Navier-Stokes equations and turbulence closure is achieved using a two-layer model with a too-Reynolds-number scheme for the near-wall treatment. The governing equations are formulated in an integral form, and are discretized by the four-stage Runge-Kutta scheme for temporal terms and the Harten-Yee upwind TVD scheme for convective terms. Results indicated that the inlet shock characteristics are significantly modified by acoustic oscillations originating from the combustor. The characteristics of shock/boundarv-layer interactions (such as the size of separation bubble, terminal shock shape, and vorticity intensity) are also greatly iufluenced by the shock oscillation due to acoustic waves.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2012년도 제45회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.297-299
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• 2012

Korea Aerospace Research Institute has been doing researches on the hypersonic propulsion system and hypersonic wind-tunnel since 2000 and started scramjet engine researches from 2005. Total 5 kinds of scramjet engine were designed and tested and two of them were hydrocarbon-fueled scramjet engine. For verifying the own characteristics of each components like the intake and combustor, several component tests were done at the KSPC of JAXA and KARI. In this paper, current scramjet engine research activities of KARI will be described.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.93-98
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• 2004

An experimental research on supersonic combustion of kerosene in a model scramjet combustor has been conducted. Kerosene was injected normally into a Mach 2 vitiated airstream either at an atomized liquid state or at a gaseous state. The atomization of kerosene was achieved by the “effervescent atomization” method, and the gaseous kerosene was supplied by passing kerosene inside a heated pipe. The results are discussed and are also compared to those in our previous experiment, in which no atomization nor vaporization methods has been conducted to the kerosene.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.330-333
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• 2008

본 논문에서는 그동안 부산대학교 연소추진연구실에서 진행되어 온 스크램제트 엔진 내의 초음속 연료 공기 혼합 및 난류 연소 연구 결과에 대한 소개가 이루질 것이다. 아울러 실용 스크램제트 엔진에서 이용되는 초임계 탄화 수소 연료 연소의 특징과 수치적 모델링 기법에 대하여 소개가 잇을 것이다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2012년도 제45회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.355-357
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• 2012

A probability density function (PDF) approach to account for turbulence-chemistry interaction in the context of large eddy simulation (LES) based simulation of scramjets is developed. To solve the high-dimensional joint-composition PDF transport equation robustly, the semi-discrete quadrature method of moments (SeQMOM) is recently proposed [1]. The SeQMOM approach addresses key numerical issues in LES related to the inaccuracies in computing filter-scale gradients, enabling an efficient and numerically consistent solution of the PDF transport equation. The computational tool is used to simulate a cavity-stabilized Mach 2.2 supersonic combustor.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.129-135
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• 2008

30톤급 액체로켓엔진용으로 개발된 일체형 재생냉각 연소기는 연료를 확대노즐부의 중간에서 공급하는 방식으로 설계되었으며, 노즐 끝단에서 공급되는 방식에 비해 냉각유로는 복잡해지지만 열유속이 상대적으로 낮은 확대노즐부의 냉각유량을 줄임으로서 압력손실을 감소시키는 동시에 공급라인을 포함한 연소기 전체 외경이 줄어들어 엔진 구성에 유리한 장점을 있다. 본 연구에서는 이와 관련한 연료링과 양 방향 냉각 채널, 그리고 연결/분기 유로에 대해 수치해석을 통한 세밀한 설계검토를 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.64-71
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• 2005

효과적인 초음속 연소를 위해 연료와 공기의 빠른 혼합이 필요하며, 혼합 향상을 위해 연료분사 방식에 대한 여러 연구들이 수행되어 왔다. 본 연구에서는 길이-깊이 비가 4.8, 후면 경사각이 $22.5^{\circ}$인 개방형 공동 모델을 사용하였으며, 마하수 1.92에서 운동량비에 따른 분사구 주변의 유동 특성 및 연소실 내 압력 분포를 슐리렌 가시화와 압력 측정을 사용하여 파악하였다. 운동량비는 연료의 침투거리와 분사지역의 유동에 큰 영향을 끼친다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.43-46
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• 2006

축열식 가열기는 주로 초음속 지상추진 시험설비의 고고도 조건 모사를 위하여 구축되는 장비로 이외에도 로켓 엔진 노즐의 추력 보정시험, 가스터빈 엔진 연소기 모사시험에 범용으로 사용할 수 있다. 한국항공우주연구원에서 보유하고 있는 축열식 가열시스템은 마하 $2{\sim}5$, 고도 $0{\sim}25km$의 범위에서 구동하는 초음속 지상추진시험설비의 전온도 모사를 목적으로 설계되었으며, 최고 모사 온도 1,300 K, 최고 가압압력 3.5 MPa의 성능을 낸다. 본 논문에는 본 원에서 구축한 축열식 가열기의 목표로 한 일본 JAXA RJTF에 구축되어있는 축열식 가열기에 대하여 정리하도록 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.281-284
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• 2008

스크램제트 엔진의 연소기 내부 유동은 초음속이므로 유동의 잔류시간과 혼합율의 증대가 효과적인 연소를 가능하게 하는 주요 요인으로 작용한다. 본 연구에서는 연료-공기 혼합기로써 개방형 공동 모델을 사용하였고, 공동 앞에서의 경사 연료 분사 시 분사구 주위와 공동 주위의 유동특성을 살펴보기 위하여 레이저 슐리렌 기법과 압력측정을 실시하였다. 레이저 슐리렌은 10 ns의 광원 지속시간으로 공동 부근의 비정상 유동 현상을 효과적으로 관찰 할 수 있었다. 또한, 압력측정은 연료 분사 J(운동량비)를 변화시켜 가며 측정하였으며, 운동량비에 따른 연소기 내부 주요 연소발생 지점의 변화를 살펴 볼 수 있었다.