• 한국추진공학회지
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• 제15권2호
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• pp.15-22
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• 2011

한국항공우주연구원의 스크램제트 엔진 시험설비(이하 SETF)는 극초음속 추진기관 성능시험 설비로 일반 공력 풍동과 달리 엔진이 구동하는 비행 고도, 마하수에서의 엔탈피를 모사해야 한다. SETF는 불어내기 식으로 고압공기 공급원으로부터 공급된 고압 공기를 축열식 가열시스템으로 가열시킨 후 시험부에 장착된 노즐을 통과. 팽창하여 엔진 시험 조건을 모사하며, 공기 이젝터를 구동하여 고고도 조건과 설비 시동 조건을 구현한다. SETF의 시험부는 자유제트 형식으로 시험엔진 시작점을 노즐 출구면에 일치시킬 경우 비행체에서 발생되는 경계층과 엔진의 상호 작용을 파악할 수 있는 반면, 설비 시동 특성을 예측하기 힘들어 시험을 통한 설비 특성 파악이 필수적이다. 본 논문에는 SETF의 마하수 및 시험 모델 변화에 따른 시동 성능 그리고 시동 성능 개선을 위하여 수행된 이젝터 설계 변경 과정을 정리하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.279-286
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• 2010

극초음속 항공기 기술의 발전은 비행체 속도를 증가시키기 위해 진행되어 왔다. 하지만 비행체의 속도가 증가할수록 엔진에서 발생되는 열과 공기와의 마찰열이 증가하게 된다. 이러한 열적부하 처리를 위해 탄화수소형 흡열연료를 이용한 비행체 냉각에 대한 연구가 미국, 프랑스, 러시아 등 선진국에서 이루어지고 있다. 흡열연료(Endothermic fuels)는 열분해 또는 촉매분해와 같은 흡열반응(Endothermic reaction)을 통해 열을 흡수하는 액체 탄화수소 비행체 연료이다. 본 연구에서는 흡열연료의 모델연료로써 methylcyclohexane, n-octane, n-dodecane을 선정하여 흡열특성 연구를 진행하였다. 실험조건은 흡열연료가 사용되는 각 연료의 초임계 조건이며 온도별 분해율 분석, 열분해 생성물분석, 흡열량 계산을 수행하였다. 본 연구의 목표는 모델연료의 흡열특성을 규명함으로써 실제 비행체에 널리 사용되는 케로신 연료의 흡열특성 예측에 기여하는 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.713-716
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• 2010

헬기의 급격한 기동은 연료탱크 내부연료의 출렁임 현상을 발생시키며 연료가 한쪽으로 쏠리는 경우에는 연료탱크 내부 구성품 및 장착부에 큰 하중을 가하게 된다. 이는 연료탱크의 손상(소재의 찢어짐 등) 및 내부 구성품 파손을 유발한다. 이는 항공기 조종사 및 승무원의 생존성 문제와 직결되는 사안으로써, 미 군사규격(MIL-DTL-27422D)에서는 Slosh & Vibration 인증시험을 통하여 연료탱크 및 내부 구성품 장착의 건전성을 검증하도록 규정하고 있다. 본 논문은 미 군사규격의 요구조건을 만족시키는 한국형 기동헬기 용으로 개발된 연료탱크의 Slosh & Vibration 시험설비 구축결과 및 연료탱크 Slosh & vibration 인증시험 결과를 제시한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.820-824
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• 2010

본 연구는 소형 하이브리드 로켓의 제작 및 발사를 통해 하이브리드 발사체의 기초 발사기술을 확보하는 것이다. 연료로는 HDPE, 산화제는 $LN_2O$를 적용하였으며, 알루미늄 외형재질의 설계 총 무게 12.5 kg, 외경 114 mm, 전장 1.8 m의 소형 하이브리드 로켓을 설계하였다. 로켓의 목표고도는 500 m로 설정하였고, 목표 추력 50 kgf와 연소시간 2.5 초의 연료 그레인 및 인젝터를 설계 및 제작하였다. 발사 후 실시간 압력 및 속도 등의 데이터를 수집하기 위한 데이터 획득장치와 로켓의 안정적인 회수를 위한 스프링-모터를 이용한 사출장치를 제작 탑재하였다. 로켓의 발사는 성공적으로 수행되었으나, 로켓 중량의 증가 및 추력의 부족으로 설계 최고 고도에는 로켓이 미치지 못했고, 로켓의 비행 궤도를 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.451-458
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• 2010

한국항공우주연구원의 스크램제트 엔진 시험설비(이하 SETF)는 극초음속 추진기관 성능시험 설비로 일반 공력 풍동과 달리 엔진이 구동하는 비행 고도, 마하수에서의 엔탈피를 모사해야 한다. SETF는 불어내기 식으로 고압공기 공급원으로부터 공급된 고압 공기를 축열식 가열시스템으로 가열시킨 후 시험부에 장착된 노즐을 통과. 팽창하여 엔진 시험 조건을 모사하며, 공기 이젝터를 구동하여 고고도 조건과 설비 시동 조건을 구현한다. SETF의 시험부는 자유제트 형식으로 시험엔진 시작점을 노즐 출구면에 일치시킬 경우 비행체에서 발생되는 경계층과 엔진의 상호 작용을 파악할 수 있는 반면, 설비 시동 특성을 예측하기 힘들어 시험을 통한 설비 특성 파악이 필수적이다. 본 논문에는 SETF의 마하수 및 시험 모델 변화에 따른 시동 성능 그리고 시동 성능 개선을 위하여 수행된 이젝터 설계 변경 과정을 정리하였다.

• 전자공학회논문지SC
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• 제46권6호
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• pp.73-79
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• 2009

운동하는 물체를 제어하기 위한 제어이론은 디지털 컴퓨터(임베디드시스템)를 이용하여 복잡한 신경망 이론, 인공지능 이론, 비선형 모델 예측 제어 이론등이 제어기 설계 단계에서 구현되고 있다. 비행제어 시스템의 비선형 모델 예측 제어 예측기는 구현하는 컴퓨터의 성능과 각종 모듈의 응용프로그램을 하드실시간(Hard Real-Time)으로 처리할 수 있도록 응답 시간을 충족 하여야 한다. 이와 동시에 제어 시스템에의 성능을 충분히 발휘할 수 있는 정확성도 고려하여야 한다. 수학적 영역에서의 오류는 전체 알고리즘 구현에 영향을 준다. 그러나 이러한 수학적 오류 발생 요인은 예측기에서 생성되는 파라미터에서 최종 정확도 계산에 가끔 고려하지 않는다. 본 논문에서는 비행체 제어를 위한 디지털 제어 시스템에서 하드실시간 하중제어 모델 예측기를 구현하고, 알고리즘의 응답시간을 살펴본다. 또한 이에 따른 정밀도를 보장하는 고효율 예측기를 구현하는 알고리즘을 살펴본다. 예측기는 하중 제어 모델에서 오일러 방법, Heun 방법, Runge-kutta 방법, 테일러 방법의 수치적분 알고리즘을 사용하여 구현된다.

• 전자공학회논문지
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• 제54권6호
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• pp.93-99
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• 2017

본 연구에서는 Xilinx의 Zynq SoC (system on chip)를 이용하여 초음파 신호의 TOF (Time of Flight)를 측정한다. TOF는 특정 거리를 이동하는 데 소요되는 RF (radio frequency) 기준 신호와 초음파 신호의 시간차이로 부터 계산되고, 공기중 초음파의 속도를 곱하여 초음파 이동거리를 알아낸다. 이를 위해 Zynq의 내장 ADC, FIR (finite impulse response) 필터, Kalman 필터로부터 초음파 펄스를 생성하고, RF 인터페이스로부터 RF 기준펄스를 생성한다. Kalman 필터와 RF 인터페이스는 baremetal 멀티프로세싱에 의해 Zynq의 듀얼 프로세서 코어에 c-코드로 프로그래밍하고 나머지 구성 요소들은 Zynq의 FPGA 내에 설계하여, HW/SW co-design을 구현한다. 이를 통해 HW design에 비해 Zynq 자원의 가용률을 낮추고, 설계 시간을 대폭 줄일 수 있었다. 설계 툴로 Vivado IDE (integrated design environment)를 이용하여, 전체 신호처리 시스템을 계층적 블록 다이어그램의 형태로 설계하였다.

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

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.671-686
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• 2004

The shock-induced combustion ramjet (shcramjet) is a hypersonic airbreathing propulsion concept which over-comes the drawbacks of the long, massive combustors present in the scramjet by using a standing oblique detonation wave (a coupled shock-combustion front) as a means of nearly instantaneous heat addition. A novel shcramjet combustor design that makes use of wedge-shaped flameholders to avoid detonation wave-wall interactions is proposed and analyzed with computational fluid dynamics (CFD) simulations in this study. The laminar, two-dimensional Navier-Stokes equations coupled with a non-equilibrium hydrogen-air combustion model based on chemical kinetics are used to represent the physical system. The equations are solved with the WARP (window-allocatable resolver for propulsion) CFD code (see: Parent, B. and Sislian, J. P., “The Use of Domain Decomposition in Accelerating the Convergence of Quasihyperbolic Systems”, J. of Comp. Physics, Vol. 179, No. 1,2002, pages 140-169). The solver was validated with experimental results found in the literature. A series of steady-state numerical simulations was conducted using WARP and it was deter-mined by means of thrust potential calculations that this combustor design is a viable one for shcramjet propulsion: assuming a shcramjet flight Mach number of twelve at an altitude of 36,000 m, the geometrical dimensions used for the combustor give rise to an operational range for combustor inlet Mach numbers between six and eight. Different shcramjet flight Mach numbers would require different combustor dimensions and hence a variable geometry system in or-der to be viable.

• 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.