• 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.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.181-184
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• 2006

High-speed flight vehicle have various cavities. The supersonic cavity flow is complicated due to vortices, flow separation and reattachment, shock and expansion waves. The general cavity flow phenomena include the formation and dissipation of vortices, which induce oscillation and noise. The oscillation and noise greatly affect flow control, chemical reaction, and heat transfer processes. The supersonic cavity' flow with high Reynolds number is characterized by the pressure oscillation due to turbulent shear layer, cavity geometry, and resonance phenomenon based on external flow conditions, The resonance phenomena can damage the structures around the cavity and negatively affect aerodynamic performance and stability. In the present study, we performed numerical analysis of cavities by applying the unsteady, compressible three dimensional Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) equations with the ${\kappa}-{\omega}$ turbulence model. The cavity model used for numerical calculation had a depth(D) of 15mm cavity aspect ratio(L/D) of 3, width to spanwise ratio(W/D) of 1.0 to 5.0. Based on the PSD(Power Spectral Density) and CSD(Cross Spectral Density) analysis of the pressure variation, the dominant frequency was analyized and compared with the results of Rossiter's Eq.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권1호
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• pp.8-13
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• 2017

한국형 발사체 3단 엔진용 터보펌프 터빈에 관해 성능 시험을 수행하여 성능 특성 결과를 분석하였다. 터빈은 초음속 충동형 방식의 단단 형태이며, 노즐은 시동 노즐 1개와 정상 운전용 노즐 4개로 이루어졌으며, 부분 분사 형태로 되어 있다. 한국항공우주연구원 내의 고압 공기 터빈 상사 시험 설비를 이용하여 상사 시험을 수행하였다. 시험 결과 효율은 회전수 변화에 크게 변화하며, 이에 반해 압력비 변화에는 다소 작게 변화하는 초음속 충동형 터빈의 일반적인 특성을 보이고 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제13권4호
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• pp.9-15
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• 2009

스크램제트 엔진의 연소기 내부 유동은 초음속이므로 유동의 잔류시간과 혼합율의 증대가 효과적인 연소를 가능하게 하는 주요 요인으로 작용한다. 본 연구에서는 연료-공기 혼합기로써 L/D=4.8인 개방형 공동 모델을 사용하였고, 공동 앞에서의 경사 연료 분사 시 분사구 주위와 공동 주위의 유동특성을 살펴보기 위하여 레이저 슐리렌 기법과 압력측정을 실시하였다. 측정에 사용된 레이저 슐리렌은 10 ns의 매우 짧은 광원 지속시간을 보유하여 공동부근의 비정상 유동 현상을 효과적으로 관찰할 수 있었다. 압력측정은 연료 분사비 J(운동량비)를 변화시켜 가며 측정하였으며, 운동량비에 따른 연소기 내부 주요 압력상승 지점의 변화를 살펴 볼 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.85-92
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• 2004

As a research to develop a SCRAM jet engine is actively conducted, a necessity to produce a high-enthalpy flow in a laboratory is increasing. In order to develop the SCRAM-jet engine, stabilized combustion in a supersonic flow-field should be attained, in which a duration time of flow is extremely short. Therefore, a mixing process of breathed air and fuel, which is injected into supersonic flow-fields is one of the most important problem. Since, the flow inside SCRAM jet engine has high-enthalpy, an experimental facility is required to produce such high-enthalpy flow-field. In this study, a detonation-driven shock tunnel was built and was used to produce high-enthalpy flow. Further-more, SCRAM jet engine model equipped backward-facing step was installed at test section and flow-fields were visualized using color-schlieren technique and high speed video camera. The fuel was injected perpendicular to the flow of Mach number three behind backward-facing step. The height of the step, distance of injection and injection pressure were changed to investigate the effects of step on a mixing characteristic between air and fuel. The schlieren photograph and pressure histories show that the fuel was ignited behind the step.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.647-652
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• 2016

To reduce drag force at supersonic speeds, sharp leading edge is hugely efficient. It is, however, incompatible with leading edge shape to have fine aerodynamic characteristics at subsonic and transonic speeds. It is critical to reduce drag force for enhanced cruise performance and higher efficiency. An air superiority fighter, however, required to have high maneuverability for survivability, and sharp leading edge is not proper. Consequently, variable leading edge is demanded to reduce drag force significantly at supersonic speeds for cruise performance. Leading edge altering system is constructed with rigid material to improve possibility of realization, and minimized movement of its components in altering for reduce effects on flight. It is compared with bi-convex airfoil and NACA 65-006 airfoil, which have comparable maximum thickness. At Mach number 1.7 and zero angle of attack, supersonic mode of designed airfoil indicates approximately 17% higher drag coefficient than the bi-convex airfoil indicates, it is, however, 23% lower than the NACA 65-006 indicates. Also, subsonic mode of the designed airfoil shows fine aerodynamic characteristics in comparison with NACA 65-006 airfoil in subsonic and transonic speed range. In this regard, design of the airfoil achieved the object of this study satisfactorily.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.117-121
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• 2008

슈라우드가 장착된 초음속 충동형 터빈의 팁간극에 따른 성능변화를 시험적으로 고찰하였다. 시험은 30톤급 터보펌프용 터빈을 이용하였으며 고압공기를 이용하여 다양한 압력비 및 회전수 범위에서 이루어졌다. 터빈의 효율민감도는 기준시험점에서 0.05의 매우 작은 값을 나타내었다. 터빈효율변화는 간극의 크기에 다라 비선형적으로 변화하였으며 고정된 압력비에서 효율민감도는 회전수의 세제곱에 비례하는 것으로 나타났다. 아울러 회전수에 무관하게 효율민감도는 기준시험 압력비에서 최소값을 보이는 것으로 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권11호
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• pp.747-754
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• 2022

유체진동기에서 분출되는 초음속 진동제트를 이용하여 충격파에 의한 경계층 박리유동을 제어하는 실험적 연구가 이루어졌다. 유체진동기의 위치와 제어압력의 변화가 경사충격파에 의하여 발생되는 경계층 박리유동의 특성에 미치는 영향이 관찰되었고, 이를 위하여 고속 슐리렌, 표면유동가시화, 벽압력 측정, 그리고 정밀 피토관 측정 기법이 적용되었다. 본 연구의 초음속 진동제트의 박리유동 제어 특성은 공기제트 와류를 이용한 기존 제어기법과 정량적으로 비교 분석되었다.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제3권1호
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• pp.25-29
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• 2016

This paper highlights the performance of an impulse turbine which is a part of turbopump in a liquid rocket first stage engine. The turbopump, currently under development at Korea Aerospace Research Institute, has an impulse type turbine with 12 nozzles and a single rotor. The impulse turbine can archive high specific power with the low gas flow rates. The supersonic impulse turbine with a single rotor can make a simple structure. High-pressure gases are converted into the dynamic energy with flows through the 12 nozzles and drive the rotor to make the power for the pumps. The turbine test was performed in the high-pressured turbine test facility with air gas instead of burned gas. A hydraulic dynamometer was used to absorb the power from the turbine and control the rotational speed and torque. The test points were at several pressure ratios with 7 different rotational speeds. Results showed the efficiency was highest at the design pressure ratio. The efficiency was insensitive to the pressure ratio variation than the rotational speed. It was a typical characteristic in an impulse turbine.