• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.4 no.1
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• pp.44-54
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• 2006

초음속 또는 극초음속 비행체용 추진기관은 산화재 공급방식에 따라 공기흡입형과 로켓 그리고 이들을 혼합한 형태인 복합사이클 추진기관으로 구분할 수 있다. 그러나 재사용이 가능하다는 측면에서 미래의 추진기관들은 공기흡입형과 복합사이클 추진기관들이 주류를 이룰 것으로 예상된다. 본 논문에서는 차세대 초고속 추진기관으로 유력시 되고 있는 공기흡입형 추진기관들 중에서 램/스크램 제트 추진기관들을 중심으로 세계적인 개발동향과 기술개념을 기술하였으며 이 두 가지 추진기관들을 바탕으로 구성된 복합사이클 추진기관들에 대한 개념들을 소개하였다. 항공우주선진국들을 중심으로 차세대 고속비행체 및 고속추진기관의 실용화 개발 움직임들이 구체화 되고 있는 가운데 최근 들어 비록 미약하지만 한국항공우주연구원을 비롯한 몇 개의 기관 및 대학에서 램제트/스크램제트 추진기관에 대한 핵심 요소기술 연구들이 진행되고 있는 것은 그나마 다행이라 할 수 있으며 본 논문이 차세대 초고속 추진기관에 대한 이해를 돕는데 도움이 되기를 기대한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.268-271
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• 2010

Hypersonic engine test facility with ejector system was tested. Ejector system was designed by revised EJSIMP code. The performance of the ejector system was predicted by numerical analysis. As a result, ejector system satisfied the facility design requirement. Based on the pressure level, the facility was successfully started at Mach 3.5 and 20km altitude condition.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.05a
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• pp.43-55
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• 1995

램제트 추진기관의 개념/특징과 현재까지 발전되어 온 여러가지 램제트 추진기관의 기술현황에 대해 기술하였으며 성능, 제작비 등 여러면에서 타 체계와 비교하였다. 또한 실제적 적용분야가 대부분 무기체계 임에 따라 현재까지의 적용현황과 함께 향후 어떻게 적용되고 발전되고자 하는지를 분석하였다. 이로부터 지난 40～50년간 무기체계 임무 및 특성에 따라 액체 램제트, 고체 램제트 및 닥티드 로켓형의 3가지로 발전되어 왔으며, 차세대 유도무기의 성능향상/생존도 향상 측면에서, 즉 고속/장 사거리 능력확보를 위해 램제트 추진기관이 세계적 관심 집중 대상이 되고 있음을 알 수 있었다.

• Journal of Korea Ship Safrty Technology Authority
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• s.26
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• pp.60-74
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• 2009

기관고장에 의한 해양사고는 지속적으로 증가추세에 있으며, 특히 100톤 미만의 소형선박에 설치된 고속기관의 기관사고가 전체 기관사고의 많은 부분을 차지하고 있다. 이러한 원인은 선박운용자의 직무와 관련된 정비점검불량에서 기인하는 사례로 나타나며 특히 소형선박 선원의 고속기관에 대한 전문지식 부족으로 일상 점검 및 정비 능력이 부족한 것이 주요 원인으로 파악 되고 있다. 본 연구개발 과제는 이와 같은 기관사고의 줄이기 위하여 선박운항자 등 고속기관 취급인 등을 대상으로 하는 고속기관에 대한 안전점검 요령 및 정비요령에 대한 시청각 교재를 개발 보급할 목적으로 추진되었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.41-44
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• 2007

Ground test facility for the hypersonic propulsion system was designed, constructed and performance test was conducted. The design point was selected using quasi，1-Dimensional CFD analysis before the conceptual design for construction of hypersonic facility After that, specific designs for performance and components were completed using unit analysis CFD code and performance tests were conducted for the various operation conditions.

• Journal of the KSME
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• v.31 no.7
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• pp.652-656
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• 1991

일반적으로 로켓 추진기관이라고 하면 외부로부터의 산소 공급없이, 추진제라고 불리는 물질이 연소할 때 발생하는 고온 고압의 연소가스를 고속으로 노즐로 통과시켜 추력을 얻는기관을 말 한다. 연소는 산소와의 화합반응이 급격히 일어날 때 일어나는 현상이므로 외부로부터 산소공 급이 없다는 것은, 추진제 자체에서 산소공급이 가능하다는 것을 의미한다. 즉, 추진제는 그 자 체가 흔히 말하는 연료성분과 산소를 공급할 수 있는 산소화합물을 같이 묶어둔 물질이어야 한다. 그러나 지구를 둘러싸고 있는 대기에는 산소가 20%나 포함되어 있으며, 이 무궁무진한 산소를 이용하지 않는다는 것은 여러 면에서 손실임을 쉽게 알 수 있을 것이다. 그럼에도 불구 하고 이를 이용하지 못하고 있었음은 그 나름대로의 어려움이 있었기 때문일 것이다. 그러나 인간의 노력과 연구로 불가능했던 많은 사실도 가능하게 된 것이 헤아릴 수 없이 많아지고 있음 또한 주지의 사실이다. 로켓 추진기관 분야에서도 순수 연료 성분만을 로켓에 탑재하고 산소는 흡입되는 대기중의 것을 이용하자는 것이 새로운 연구분야로 각광을 얻고 있으며, 실제로 이러한 방법이 실용화되고 있다. 이와 같이 흡입공기를 산소원으로 하는 추진기관을 총칭 램제트 추진 기관이라고 한다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.3
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• pp.112-118
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• 2019

The development of an underwater rocket propulsion system was described in this paper. Throttle able liquid propellant and hybrid rocket propulsion systems were selected for underwater propulsion. A subscale liquid rocket combustion chamber and it's portable stand were developed and their applicability was examined. 1.5-ton.f and 1.8-ton.f hybrid rockets were developed for underwater applications. The test results indicated that the 18-ton.f hybrid rocket fully complies to the performance and underwater cruise stability requirements; thus, its development was concluded to be successfully complete.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2001.11a
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• pp.26-26
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• 2001

소형항공기용 IO-540 왕복엔진을 대상으로 추진기관의 성능에 미치는 배압 특성을 조사하기 위해서 지상 성능시험을 수행하였다. 본 시험은 6가지 배기조건에 대해서 엔진의 배압과 흡기압력, 토크, 그리고 프로펠러의 정지추력을 측정하였다. 엔진의 배압은 대체로 머플러를 장착할 경우와 배기관 끝단이 상대적으로 직경이 작고 길이가 길수록 증가하였다. 배압 특성은 특히 엔진의 회전속도가 고속 영역으로 갈수록 프로펠러 추력에 변화를 나타냈으며 전반적으로 추진기관 성능에 미세한 영향을 미치는 것으로 나타났다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1994.11a
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• pp.1-5
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• 1994

우주공간의 압력은 일반적으로 지구로부터의 고도와 대수 관계에 있으며 위성이 비행하는 궤도는 $10^{-6}$-$10^{-11}$torr의 초진공 상태에 가깝고 고도 수십 km까지는 희박기체의 압력으로 볼 수 있으나 그 이상의 고도에서는 기체 분자가 거의 이온이 되어 대단히 고속의 이온 흐름 상태를 유지하고 있다. 우주용 추진기관 개발에 있어서 이와 같은 초고진공에 해당하는 압력을 구현하지 않으면 않되는 시험 이외에도 비교적 고도가 낮은 공간의 SIMULATION에도 중요한 분야이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.12 no.6
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• pp.56-65
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• 2008