• 한국항공우주학회지
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• 제48권9호
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• pp.731-743
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• 2020

극초음속 활공 비행체는 로켓 부스터에 의해 높은 고도로 올라가서 부스터에서 분리된 후 대기권 내에서 진행 방향을 바꾸면서 약 30~70km 고도에서 마하 5 이상의 극초음속으로 활공한다. 이는 포물선 궤적이 아닌 예측 불가능한 비행경로로 이동하므로 현재 미사일 방어 체계로 요격이 어렵다. 미국은 2010년대 초에 HTV-2와 AHW 비행시험을 수행하여 극초음속 활공 비행 가능성을 확인했고, 최근에 LRHW, ARRW 등 극초음속 활공 비행체 시스템을 개발하고 있다. 중국은 DF-ZF (WU-14) 활공 비행체를 2014년부터 비행시험을 수차례 수행했고 DF-17 미사일에 탑재하여 운용하고 있다. 러시아는 구소련 시절부터 극초음속 활공 비행체 연구를 수행했지만 실패를 거듭했고 근래에 Avangard (Yu-71) 활공 비행체를 SS-19 ICBM에 탑재하여 비행시험에 성공하였다. 본 논문에서는 미국, 중국, 러시아, 일본, 인도, 유럽에서 개발했거나 현재 개발 중인 극초음속 활공 비행체의 특성, 비행시험 사례 및 개발 동향을 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권3호
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• pp.243-256
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• 2015

극초음속 비행체 개발 연구의 일환으로 소형 발사체나 과학로켓을 이용한 여러 비행 시험 프로그램이 진행되었다. 국제 협력으로 진행된 호주의 HyShot 프로그램은 과학로켓을 이용한 대표적인 스크램제트 엔진 비행시험 프로그램이며, 이후 다양한 탑재체에 대한 유사한 극초음속 비행 시험 프로그램들이 진행되었다. 미국에서는 DARPA와 AFRL 및 ONR이 각각 Falcon HTV-2, X-51A 및 HyFly의 프로그램을 수행하였으며, 호주와 국제협력으로 HyCAUSE, HIFiRE 비행시험 프로그램을 수행하였다. 그 밖에도 프랑스는 X-51A과 유사한 LEA 프로그램을 진행하고 있으며, 러시아 및 중국, 인도는 극초음속 방위 체계 개발을 목표로 비행시험을 진행하고 있는 것으로 보인다. 본 논문에서는 향후 국내에서 유사 프로그램을 수행할 시 참고할 수 있도록, 이들 프로그램의 목표 및 기술 요소와 경과 및 프로그램 사이의 관계 등을 정리하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권5호
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• pp.79-91
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• 2008

본 문건은 미 공군 연구소가 미국 방위고등연구계획국의 후원으로 개발한 X-51A 스크램제트 엔진실증기에 대한 비교적 상세한 기술적 내용을 국내에 소개하고자 하는 목적으로 작성되었다. 주된 내용은 Hank 등의 논문을 인용하였으며[1] 기타 관련 문헌을 참고하여 내용을 보완하였다. X-51A는 미 공군의 HyTech 프로그램에 의하여 개발된 탄화수소 연료-냉각 스크램제트 엔진의 비행 시험을 위한 극초음속 시험 비행체로서, 2008년까지 관련 지상 시험을 모두 마치고 2009년에 예정된 비행 시험을 마치면 스크램제트 엔진 및 극초음속 비행 기술은 바야흐로 실용화 단계에 접어들게 될 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권5호
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• pp.43-53
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• 2014

충격파 터널은 초음속 및 극초음속 비행조건의 유동장을 지상에서 가장 유사하게 모사할 수 있는 시험설비로서, 거의 반세기 동안 전 세계적으로 유용하게 운용되고 있다. 국내의 극초음속 비행체에 대한 많은 관심의 결과로 충격파 시험장치에 대해 주목하고 있으며, 최근에 KAIST에서는 중간 크기의 충격파 터널을 갖추게 되었다. 본 논문은 개발된 충격파 터널의 성능과 최근 수행된 모델 스크램제트 시험자료를 제시하고 있다. 본 연구에서 모사된 자유흐름 유동조건은 마하수 5.7 비행속도에 해당하며, 이러한 비행조건에서 스크램제트의 초음속 연소기내에 유동 환경을 모사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.717-722
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• 2010

초음속 풍동은 실험하고자 하는 모델 주위에 인공적으로 초음속 유동장을 형성하여 모델에 작용하는 현상을 관찰 및 측정하는 실험 장비이다. 이러한 풍동 실험 장비는 비행체 설계에 있어 시제기를 제작하지 않고도 비행체 외형에 대한 공기역학적 특성을 파악하는데 유용하다. 본 연구에서는 러시아에서 제작된 초음속/극초음속 풍동(MAF : The Model Aerodynamic Facility)을 시험 시간 증가 및 활용성 증가를 목적으로 개조하였다. 안전성 확보 및 원격 작동을 위해 공압 밸브를 설치, 실험 시간의 증가를 위해 새 저장 탱크를 설치했다. 설치한 밸브와 탱크를 이용할 수 있도록 배관 시스템을 개조하였다. 또한 광학적 시험을 위하여 시험부의 광학창을 확장하였다. 개조 후 마하수 2,3,4에 대하여 성능 시험을 수행하였다. 유동가시화 기법중 하나인 Shadow graph 기법을 이용하여 초음속 유동장의 형성을 확인하였으며, 마하수 2,3,4에 대하여 Settling Chamber, Working section의 압력측정을 통해 성능 시험을 수행하였다. 결과로부터 해당 초음속 풍동에 사용가능한 모델 크기 및 시험 시간을 도출하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권1호
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• pp.33-39
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• 2015

본 논문은 램프의 수명저하 없이 $1,000^{\circ}C$이상의 초고온 급속가열 환경을 지속적으로 모사할 수 있고 기존 사용해온 열하중 부가장치 대비 내구성과 신뢰성이 향상된 열하중 부가장치를 개발하여 초고속 비행체 날개의 구조 건전성 평가에 적용, 그 활용가능성을 수록한 내용이다. 본 시험을 통하여 초고온의 운용환경에 노출되는 비행체 날개의 공력가열에 의한 강성저하를 정량적으로 예측할 수 있었으며, 향후 비약적인 증가추세에 있는 공력가열온도를 경험하게 되는 극초음속 비행체에 대한 고온환경에서의 구조 강도특성 평가가 가능해짐으로써 시험 신뢰성 향상과 함께 고온구조강도시험 수행능력을 한 단계 도약시킬 수 있는 계기가 되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권6호
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• pp.36-44
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• 2021

스크램제트 엔진 비행시험체의 굽어진 중앙동체 내부 유로에서 발생하는 충격파-경계층 상호작용에 대한 수치해석을 수행하였다. 수치해석에는 압축성 Raynolds Averaged Navier Stokes(RANS) 방정식에 난류모델 k-ω SST을 사용하였다. 대표적으로 노즐 윗 벽면의 박리기포, 오목한 충격파와 경계층의 상호작용, 모서리의 충격파-충격파 상호작용이 포착되었다. 해석 결과는 굽어진 내부 유로의 충격파-경계층 상호작용을 가시화하여 이해를 높이고 설계 유의점을 제시하였다.

• 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.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.