• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.295-298
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• 2008

램제트 추진 시스템 제어를 위한 모델링 기법에 대한 연구를 수행하였다. 연료공급시스템은 동적 메커니즘을 묘사하기 위해 전형적인 2차 시스템 모델을 사용하였으며, 이로부터 연료공급시스템의 계단 응답특성을 계산하고 이에 상응되는 연소실 압력섭동과 종말 충격파의 위치 변화 관계를 파악하였다. 압력섭동과 종말 충격파 간의 상관관계를 도출하기 위하여 연소실 압력은 일정한 주기와 진폭을 갖는 사인파로 모델링하여 종말충격파의 거동에서 나타나는 위상차를 확인하였다. 본 연구를 통해 시스템의 작동에 대한 물리적인 이해를 도모하며, 시스템의 동적 특성이 엔진 작동에 미치는 영향을 살펴보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.315-320
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• 2008

본 연구에서는 화염 안정기 형상이 램제트 연소실에서의 단열 막냉각 효율에 미치는 영향에 대하여 실험을 수행하였다. 램제트 연소실 입구의 경사진 확장면의 끝에 화염안정기 형상을 설치하여 화염안정기에 의해 발생된 난류 유동이 다단 슬롯에 영향을 끼치도록 실험 장치를 구성하여, 화염안정기 형상을 탈부착 시키면서, 슬롯 출구 하류에서의 단열 막냉각 효율을 측정하였다. 화염 안정기를 설치하였을 경우 화염안정기에 의해 발생된 유동의 높은 전단력과 난류강도로 급격히 주유동과 혼합되어, 화염안정기가 설치되지 않은 경우에 비해 전체적으로 냉각 성능이 감소함을 결과를 통해 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.271-274
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• 2007

고체 램제트 추진기관에서도 일반 로켓 추진기관에서와 같이 Isp 즉 추력을 증대시키기 위하여 고체 입자들을 연로에 함유시킨다. 이러한 고체입자가 포함된 연료들은 매우 짧은 연소실 체류시간 때문에 연소 효율의 증대가 필수적이며 흡입공기 온도가 중요한 역할을 한다. 이 흡입공기 온도가 램제트 성능에 미치는 영향을 조사하였다. 연소실 흡입공기 온도에 영향을 미치는 인자는 자유 유동장 즉 대기 온도와 비행 마하수이다. 램제트 연소실에서의 유속 또한 중요한 역할을 함으로 유속 전 영역 즉 정체상태부터 음속까지에 대하여 조사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.289-292
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• 2007

가상 비행 임무를 충족하기 위한 이중모드 램제트엔진의 성능과 성능영향인자 (카울과 흡입구의 간격, 연소실 길이)에 대한 성능 민감도를 공기 및 열역학적 관점에서 분석하였다. 하나의 엔진으로 초음속에서 극초음속(마하두 2에서 6)까지 비행 가능한 엔진 모델을 설정하고, 램제트모드와 스크램제트모드에서 엔진 각부의 작동상태에 따른 모멘텀 변화를 분석하여 엔진의 성능설계를 수행하였다. 본 연구의 결과를 수치해석 결과와 선행연구(Hyperion RLV) 결과와 비교하여 검증을 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.65-78
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• 2004

본 연구는 램제트 엔진 성능시험기의 설계기술 습득을 위하여 진행된 연구의 일부분으로 자유제트 형식 시험기의 설계기술을 연구한 결과를 정리한 것이다. 연구의 대상은 램제트 엔진 성능시험기의 범용 설비인 오염공기 방식 가열기(Vitiated Air Heater), 시험부, 디퓨저, 이젝터 등으로 설계기법 및 설치기법들을 중점으로 연구하였다. 램제트 엔진 성능시험기 시험부는 기본 성능시험기의 작동 영역(마하2~5, 고도0~25km)을 토대로 10개의 작동점으로 재구성하여 각 작동점에서의 마하수, 고도에 따른 시험장치의 초음속 노즐, 디퓨저, 이젝터 등 주요 구성요소들의 물성치(온도, 압력 등)를 계산하였으며, 성능시험기의 구동 방법 등에 대한 내용을 기술하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.54-63
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• 2006

이젝터는 고속의 주 유동으로 주변의 낮은 운동량을 가지는 유동을 운동량 교환을 통해 압축시켜 수송하는 장치로서 각종 초음속 시험설비의 마하 4, 고도 20 km 이상의 고고도 조건을 모사하기 위한 목적으로 사용될 수 있다. 항공우주연구원에서는 램제트 엔진 시험설비의 마하 $4\sim5$, 고도 $20\sim25km$의 작동조건을 모사하기 위한 이젝터를 설계하기 위하여 일본 항공우주연구소(JAXA)의 램제트/스크램 제트 엔진 시험설비(RJTF)의 공기 이젝터 성능해석 기법 및 설계 기법을 적용하여 기본 설계를 수행하였다. 또한 설계된 이젝터 형상을 토대로 FLUENT를 이용한 수치해석을 수행하여 이젝터 시스템 내부의 충격파 구조와 고고도 조건 모사를 위한 흡입 압력 값 및 시스템 내에서 냉각이 요구되는 영역을 파악하고 기본 설계 과정 결과의 타당성을 검증하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.111-119
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• 2013

로켓 기반 복합사이클 (RBCC) 엔진의 열역학적 사이클 해석을 통해 엔진의 개념 설계를 수행하였다. 설계 엔진은 지상, 정지 상태에서 출발하여 고도 30 km, 마하 8에 도달하는 것을 목적으로 한다. 본 엔진은 정지-마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진 모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 개념설계 결과 본 엔진은 직경 1 m, 길이 6.7 m의 크기를 갖고 최대 추력 약 16.5 ton을 발생시킬 것으로 예측되었다. 램제트, 스크램제트 엔진모드의 경우 엔진 흡입구 설계점에 따라 전압력회복율 및 포획면적비가 달라지므로, 비행마하수에 따른 엔진의 추력성능 변화가 두드러지게 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.742-748
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• 2004

In this paper are presented TSTO system analysis including some controlled variables on the engine operation such as a fuel flow rate and a pressure ratio of compressor, as well as variables on the trajectory. TSTO studied here is accelerated up to Mach 6 by a fly-back booster powered by air breathing engines. Three different types of engine cycle were treated for propulsion system of the booster, such as a turbo ramjet, a precooled turbojet and an EXpander cycle Air Turbo Ramjet (ATREX). The history of the controlled variables on the engine operation was optimized by Sequential Quadratic Programming (SQP) to accomplish the minimum fuel consumption. The trajectory was also optimized simultaneously. The results showed that the turbo ramjet gave the best fuel consumption. The optimal trajectory was almost the same except in the transonic range and just before reaching to Mach 6. The history of the pressure ratio of compressor considerably depended on the engine type. It is concluded that simultaneous optimization for engine control and trajectory is effective especially for a high-speed airplane propelled by turbojets like the TSTO booster.

• 한국추진공학회지
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• 제6권2호
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• pp.65-74
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• 2002

전압력 회복율을 최대로 하기 위한 IRR형 램젯 공기 흡입구 초음속 확산부의 최적형상 설계를 수행하였다. 질량유량을 제약조건으로 고려하고 외부램프에서의 두 번째 경사충격파와 카울립 형상, 그리고 흡입구 목의 단면적을 설계변수로 선택하였다. 효율적인 최적화를 위해 설계변수 변환을 통한 개선된 반응면 기법을 사용하였으며 설계반복을 통해 높은 신뢰도의 반응면을 구성할 수 있었다. 최적화 기법으로 유전자 알고리즘을 사용하였으며, 이차원 Euler Code를 사용하여 공력해석을 수행하였다. 배압조건의 적용을 위해 흡입구 목 뒤로 가상의 노즐을 장착하였고 총 20회의 계산으로 종말충격파 이후의 전압력 회복율이 기준형상에 비하여 14% 향상된 초음속 확산부 최적형상을 설계할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.325-329
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• 2017

본 연구에서는 탄화수소 계열 케로신 연료를 적용한 이중모드 램제트 연소기에 대하여 마하수 3.5~6.0 조건에서 연소시험을 수행하였다. 이릍 통해서 격리부, 상부(초음속)연소실 및 하부(아음속)연소실 내부의 온도와 압력분포를 측정하여 연소실 내부의 연소특성을 연구하였다. 마하수 3.5~5.0 까지는 아음속 연소 모드로서 하부 연소실에서 램연소를 확인할 수 있었으며, 마하수 6.0 조건에서는 인젝터에서 분사된 연료가 자연발화하여 상부 연소실에서 초음속 연소가 성공적으로 발생하였음을 확인할 수가 있었다.