• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.94-97
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• 2003

램젯 공기 흡입구에 연소실의 압력파 섭동이 미치는 영향에 대해 살펴보았다. 연소실의 압력파 섭동은 500Hz의 주파수를 가지며, 출구 배압의 20%의 진폭으로 가정하였다. 계산결과는 흡입구 내에서 섭동압력에 의한 수직충격파의 거동의 특성을 보여주었으며, 섭동압력과 목부분의 수직 충격파는 약180도의 위상차를 가지고 있었다. 이러한 해석 결과로부터 하류 섭동파와 흡입구 유입 유량의 상관관계를 살펴보았다. 충격파가 카울 앞으로 이동된 상태에서는 아임계상태가 되며, 설계유량보다 작아졌고, 매 주기 하류 섭동이 시작되는 시점에서 급격한 유량 감소를 볼 수 있었다.

• 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 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.649-656
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• 2004

Hypersonic wind tunnel test of the rectangular variable geometry intake is performed. For realization of a Precooled turbojet engine, development of a hypersonic ramjet engine is planned. To investigate performance of the intake of the hypersonic ramjet engine, wind tunnel test is done with freestream Mach number of 5.1. The total pressure recovery was 18 % with 12.9 % of ramp bleed. Several reasons for low total pressure recovery are shown. Supersonic internal compression is not enough. Then, the throat Mach number is high (M2.61) and total pressure losses at the terminal shock is large. Supersonic flow at the throat and position of the terminal shock is sensitive to a difference of the second ramp's throat height and the third ramp's throat height. Flow separations at the second ramp's trailing edge and the third ramp's leading edge are seen those could result in the trigger of unstart. The seal mechanism between the ramps and the sidewalls is important.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.722-725
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• 2004

An experimental investigation was conducted to investigate the effects of the equivalence ratio and air mass flux on the combustion efficiency in a solid fuel ramjet used fuel grains which were highly loaded with boron carbide. Combustion efficiency increased with increasing equivalence ratio (grain length), and decreasing air mass flux. Higher inlet air temperature produced higher combustion efficiencies, apparently the result of enhanced combustion of the larger boron particles those bum in a diffusion controlled regime. Short grains which considered primarily of the recirculation region produced larger particles and lower combustion efficiencies. The result of the normalized combustion efficiency increased with inlet air temperature, is coincident with the result of the Brayton cycle thermal and the total efficiency relating to the heat input.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.726-733
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• 2004

Experiments and numerical calculations were conducted on the flow field of a model ejector ramjet configuration to investigate fundamental fluid dynamic aspects of its pumping and mixing effects. Also a one-dimensional flight performance analysis program was constructed with a simple ejector modeling. After comparing the model with some of the previous experimental and numerical results, a flight performance analysis was conducted with the program. The present states of the program and some features to be improved are presented.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.753-762
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• 2004

Conceptual studies of a combined-cycle engine have been conducted. Herein, the results are presented. The engine is composed of ejector-jet, ramjet, scramjet and rocket modes, and will be mounted on the Single-Stage-to-Orbit aerospace plane. Propellants are hydrogen and oxygen. Calculated engine thrust performances and cooling requirement of the engine are presented. Pitching moment of the plane with the engine will be balanced even in the vacuum condition. The experimental results of the inlet and the ejector-jet, ramjet and scramjet modes are presented. The effect of the airframe configuration on the engine performance and the thermal environment in the in-side of the plane are also presented. Through the investigations, possibilities of the combined-cycle engine and the aerospace plane are being made clear now.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제5권1호
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• pp.107-115
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• 2002

In this paper, spray and combustion characteristics of a liquid-fueled ramjet engine were experimentally investigated. The spray penetrations were measured to clarify the spray characteristics of a liquid jet injected transversely into the subsonic vitiated airstream, which Is maintained a high velocity and temperature. The spray penetrations are increased with decreasing airstream velocity, increasing airstream temperature, and increasing air-fuel momentum ratio. To compensate our results of penetrations, the new experimental equation were modified from Inamura's equation. In the case of insufficient penetration, the combustion phenomenon in ram-combustor were unstable. Therefore, the sufficient penetration must be considered to make a stable flame.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.223-226
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• 2004

본 연구는 램제트 돔 포트 커버용 글라스 세라믹의 기계적 특성, 정적 및 동적 파괴인성을 평가하기 위해 수행하였다. 램제트 추진기관의 돔 포트 커버의 재료로 MACOR 글라스 세라믹 9658을 선정하였으며, 취성재료인 글라스 세라믹의 파괴인성을 측정하기 위해 노치시편에 대한 정적 및 동적 파괴인성시험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.62-67
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• 2004

이 논문에서는 메탄을 연료로 하는 에어터보램제트(ATR) 엔진의 아음속 영역에서의 탈설계점 성능 해석을 수행하였다 이를 위하여 ATR 엔진을 수치적으로 모델링하여 성능을 모사하였다. 각 구성품에 대해 탈설계점 성능을 계산할 수 있도록 모델을 작성하였다. 압축기 작동점은 노즐과의 유량매칭(matching)에 의하여, 터빈 작동점은 일 매칭에 의하여 결정하였다. 성능 해석 결과, ATR 엔진은 기존의 개스 터빈 엔진과 비교해 상당히 다른 탈설계점 특성을 가지고 있음을 보였다.

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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.386-387
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• 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.