• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.717-722
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• 2010

초음속 풍동은 실험하고자 하는 모델 주위에 인공적으로 초음속 유동장을 형성하여 모델에 작용하는 현상을 관찰 및 측정하는 실험 장비이다. 이러한 풍동 실험 장비는 비행체 설계에 있어 시제기를 제작하지 않고도 비행체 외형에 대한 공기역학적 특성을 파악하는데 유용하다. 본 연구에서는 러시아에서 제작된 초음속/극초음속 풍동(MAF : The Model Aerodynamic Facility)을 시험 시간 증가 및 활용성 증가를 목적으로 개조하였다. 안전성 확보 및 원격 작동을 위해 공압 밸브를 설치, 실험 시간의 증가를 위해 새 저장 탱크를 설치했다. 설치한 밸브와 탱크를 이용할 수 있도록 배관 시스템을 개조하였다. 또한 광학적 시험을 위하여 시험부의 광학창을 확장하였다. 개조 후 마하수 2,3,4에 대하여 성능 시험을 수행하였다. 유동가시화 기법중 하나인 Shadow graph 기법을 이용하여 초음속 유동장의 형성을 확인하였으며, 마하수 2,3,4에 대하여 Settling Chamber, Working section의 압력측정을 통해 성능 시험을 수행하였다. 결과로부터 해당 초음속 풍동에 사용가능한 모델 크기 및 시험 시간을 도출하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.359-363
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• 2011

초음속풍동에서 사용하는 압력 probe의 형상에 따른 압력특성에 대하여 분석하였다. 초음속풍동의 성능을 평가할 때 시험부의 벽면정압력과 전방안정실의 전압력을 측정하고 그 비로 마하수를 계산한다. 또한 쉴리렌 가시화를 통하여 유질의 상태를 확인한다. 그러나 매우 빠른 초음속 영역에서는 경계층의 영향을 무시할 수 없기 때문에 시험부의 압력을 측정하는데 한계가 있다. 따라서 시험부의 유질이 균일한지 확인을 위해 다양한 위치에서 압력을 측정하기 위한 probe가 필요하다. 본 논문에서 몇 가지 피토형상에 대해서 실험을 진행했고, 그 결과를 비교 분석했다.

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

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2002년도 추계학술대회논문집
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• pp.853-856
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• 2002

Rocket propulsion systems generate very high-level noise (acoustic loads), which is due to supersonic jet emitted by rocket engine. In practice, the sound power level of rocket propulsion systems is over 180 dB. This high level noise excites rocket structures and payloads, so that it causes the structural failure and electronic malfunction of payloads. Prediction method of acoustic loads of rocket enables us to determine the safety of payloads. A popular prediction method is based on NASA SP-8072. This method was used to predict the acoustic loads of KSR-III rocket. Measurement of acoustic loads by KSR-III propulsion system was performed in the stage qualification test. The predicted results were compared with the measured ones.

• 한국추진공학회지
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• 제4권2호
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• pp.12-20
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• 2000

The numerical analysis, including chemical reaction of an entire ramjet engine is studied to understand the ignition transient mechanism and the dynamic characteristics of the Integrated Rocket Ramjet System comprehensively. Details of how a subsonic combustion environment is established from the supersonic ram air after removal of the inlet port cover, are examined during the ignition transient. Various physical processes are investigated systemically, including ignition, flame propagation, flame dynamics, and vorticity evolution.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.277-284
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• 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
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• 제4권4호
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• pp.70-77
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• 2000

초음속 2단벨노즐(SDBN)은 종래의 축소확대형 초음속 노즐의 벽면에 변곡점을 설치하여, 비행체의 고도에 따른 노즐내부의 유동특성을 조절하기 위한 새로운 개념의 추진노즐이다. 본 연구에서는 이러한 SDBN의 유용성과 유동특성을 조사하기 위하여 축대칭 Navier-Stokes 방정식을 유한체적법으로 수치계산하였다. 본 연구의 결과로부터 SDBN의 Base 노즐의 길이는 SDBN 내부에서 발생하는 충격파 시스템에 영향을 미칠 뿐만 아니라, 노즐 유동의 박리위치가 변곡점에 고착되는 넓은 범위의 압력비가 존재한다는 것을 알았다. 또 SDBN의 최대추력은 노즐출구에서 유동이 적정팽창 상태일 때 발생한다는 것을 알았다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권5호
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• pp.70-78
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• 2014

고고도 모사를 위한 초음속 이차목 디퓨저의 유동 및 열전달 특성에 대한 수치적 연구를 수행하였다. 디퓨저의 유동 특성에 영향을 주는 작동압력과 형상을 변화시켜 유동 특성과 냉각 특성을 파악하였다. 냉각이 없는 경우 디퓨저가 시동 된 후, 디퓨저 벽과 아음속 구간에서 3,000 K 이상의 고온 구간이 나타났다. 디퓨저에 냉각 시스템을 추가하면 벽면 근처가 냉각되면서 유속이 빨라져 유동 길이가 길어지고 유동 박리와 함께 압력 회복이 급격해진다. 디퓨저 내부에 압력 변화를 가져오는 유동 현상과 함께 heat flux의 경향도 유사하게 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.88-92
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• 2009

초음속 추진기관은 기계적인 압축기를 통해 흡입공기를 압축하는 방식이 아니라 램 압축 현상을 이용하여 흡입공기를 압축하기 때문에 흡입구에서의 전압력 회복율이 초음속 추진기관 전체의 작동특성에 결정적인 영향을 주게 된다. 제어기 설계에 앞서 엔진의 동특성 해석을 수행한 결과 비행체의 받음각이 커질수록 버즈마진 값이 작아져 일부영역에서는 충격파가 흡입구 외부에서 발생하게 됨을 확인할 수 있었다. 따라서 흡입구 내의 충격파 특성이 성능요구조건을 만족할 수 있도록 버즈마진을 제어하기 위한 PID 제어알고리즘을 설계하였다. 제어변수는 연료유량과 노즐 목면적이며 버즈마진 값이 양의 값을 갖도록 PID 제어기를 설계하였다.

• 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.