• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.9-9
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• 2000

액체 램제트 엔진의 V형 유입구에 3개의 안내깃이 있은 경우에 대하여 유동 해석을 수행하였다. 수치해석에 앞서 본 연구에서는 ONERA에서 발표한 고체 램제트 연소기에 대한 실험 결과를 유동 해석 결과와 비교하여 해석의 정확성을 검증하였다. 안내깃에 의하여 연소실로 유입되는 공기는 유입구 곡관에서 효율적인 흐름을 유지할 수 있고 분사되는 연료의 분포도 제어될 수 있다. 안내깃의 두께가 큰 경우 자칫 유입되는 공기의 흐름을 방해하는 장애물의 역할을 할 수 있으므로 두께의 변화에 대한 영향도 계산하였으나 선정된 안내깃에 의한 연소실에서의 유동특성 변화는 적은 것으로 나타났다. 입구조건을 균일 유동으로 주고 해석한 결과, 연소실에서의 유동은 안내깃의 유무에 따라 큰 영향을 받지 않았다. 그러나 흡입구로 유입되는 공기의 속도 분포는 다양한 비행조건에서 균일하지 않기 때문에 주 유동을 방해하지 않는 안내깃의 설치는 연소실에서의 좀 더 안정된 화염의 생성을 위해 필요하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.17-17
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• 1999

액체램제트 추진기관은 고체로케트 추진기관에 비해 복잡한 구조와 작동원리를 가지고 있지만 산화제인 공기를 대기로부터 직접 흡입하므로 비행체의 크기와 중량을 줄이고 순항거리를 최대한 증대시킬 수 있는 장점을 가지고 있다. 이러한 램제트 추진기관의 개발 및 실용화를 위해서는 램제트 추진기관의 유동 및 연소지상시험 설비의 구축이 필수적이다. 본 연구에서는 그 기초연구로서 연소기 입구의 속도, 온도와 같은 실제 액체램제트 추진기관의 비행조건을 완벽하게 모사할 수 있는 Vitiated Air Heater의 설계기술 확보에 연구목적을 두었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2001년도 제16회 학술발표회 논문초록집
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• pp.42-42
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• 2001

• 한국항공우주학회지
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• 제38권6호
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• pp.596-604
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• 2010

이중램제트(이중연소 및 이중모드) 추진기관의 작동특성 및 주요 설계인자를 파악하기 위하여 램제트/스크램제트 추진기관에 대한 공기 및 열역학적 관점에서 이론적인 분석을 수행하였다. 엔진의 효율계수를 적용한 열역학 사이클 해석을 수행하여 각 추진기관의 성능특성을 파악하고, 흡입구 성능 특성, 연소기 입구 마하수, 연소기 형상 및 당량비(연료분사량)에 따른 성능민감도를 분석하였다. 이를 바탕으로 이중램제트 추진기관의 성능설계방향을 제안한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권6호
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• pp.586-595
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• 2010

초음속에서 극초음속 영역까지 작동 가능한 이중램제트(이중연소/이중모드) 추진기관의 성능특성을 파악하고 설계인자를 도출하기 위하여 램제트/스크램제트 추진기관의 작동원리에 대한 물리적인 이해를 바탕으로 공기 및 열역학적 관점에서 각 추진기관의 성능특성에 대한 이론적인 연구를 수행하였다. 사이클 해석을 기반으로 하여 각 추진기관의 연소기 입구 마하수와 연소기 형상에 따른 성능특성 및 작동영역의 한계를 연구하였다. 이를 바탕으로 이중램제트의 작동천이 마하수를 파악하고 효율적인 작동영역분배특성을 살펴보았다.

• 한국가시화정보학회지
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• 제3권1호
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• pp.58-62
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• 2005

Flow characteristics at secondary recirculation zone in a liquid fuel ramjet combustor were investigated using CFD and Stereoscopic PIV method. The combustors have two rectangular inlets that form 90 degree each other. Three guide vanes were installed in each rectangular inlet to improve the flow stability. The tested angle of the air intakes was 60 degree. The experiments were performed in the water tunnel test with the same Reynolds number in the case of Mach 0.3 at inlet. The computational and experimental results showed that the secondary recirculation flow occurred at the front junction of inlet main stream and combustor chamber. The size of secondary recirculation regions are increased with approaching closer to the center of the combustor. Since the performance of combustor is closely dependent not only on the main recirculation in the dome region but also on the secondary recirculation flow in a junction region, the optimal angle of the air intakes should be considered the recirculation size as frame holder.

• 한국추진공학회지
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• 제3권2호
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• pp.18-24
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• 1999

액체 램제트 연소기는 흡입공기와 분무, 혼합 그리고 이에 따른 연소 등 일련의 과정에 따라 다수의 복잡한 현상들이 상호 밀접하게 관련되어 있으며, 이러한 반응 및 비반응 유동 특성을 파악하기 위해서 2차원 및 3차원 연소기 형상에 대해서 수치적 실험을 수행하였다 격자구성은 연소기에 공기를 공급하고 연료를 분무하는 공기 유입관 영역과 연소실 영역, 그리고 출구 대기 영역으로 나누어 격자를 생성시켰다. 비반응 유동해석을 통해서 연소실내의 선회영역 유동특성은 2차원과 3차원이 크게 차이가 남을 알 수 있었다. 반응 유동 해석에서는 분무 모델의 적용 유무에 따라 연소 형태가 크게 변화하였다. 연료의 분사위치를 유입관의 위쪽에 준 경우와 아래쪽에 준 두 가지 경우를 비교하였으며, 유입관의 아래쪽에 연료의 분사위치를 준 경우가 연소의 안정화에 필요한 재순환 영역으로의 연료의 유입이 잘 되어 유입관 위쪽에 연료를 분사시키는 것보다 좋은 분사위치임을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.72-86
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• 2006

램제트 추진기술에 대한 최근 개발동향과 필요 주요기술을 분석하였다. 통합 부스터의 장점을 극대화하면서 부스터의 총역적을 다양하게 조정하는 기술, 램제트 연소실의 길이는 최소화하면서 화염을 안정시키는 기술, 비행 운용범위를 다양하도록 하는 가변노즐 기술, 장시간 작동을 가능하게 하는 열차폐 기술 등이 소개/분석되었다. 여러 나라에서 다양한 램제트 추진기술을 개발해왔으며, 원초적 기술은 어느 정도 성숙되었으며, 군사적 응용과 복합사이클을 사용하는 민수용으로의 적용이 확대되고 있는 추세이다. 보다 효과적으로 다양한 발사 프랫폼에 공통으로 적용 가능한 다용도 램제트 기술 개발을 위하여 최근에 여러 유도탄(미국의 JSSAM, 러시아의 Yakhont)들이 연구되었으며, 이는 기술 신뢰도 향상 및 개발경비 절감을 높일 수 있다는 기대로 도전적 연구가 진행되고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권5호
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• pp.491-496
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• 2008

본 연구에서는 RBCC (Rocket Based Combined Cycle)엔진이나 기존 램제트 추진기관의 초기 추력 제공에 과산화수소 가스발생기를 이용하는 새로운 추진시스템을 제안하였고, 기초 연구 수행으로서 촉매 분해된 과산화수소 제트에 케로신을 분사하여 자연발화 및 연소 특성을 연구하였다. 과산화수소는 촉매 베드를 통하여 분해된 후 축소노즐을 통해 연소실로 분사됐으며 이 제트에 인젝터를 통하여 수직으로 케로신을 액상으로 분무하였다. 연소실내에서의 온도와 압력을 측정하여 점화를 확인하고 자연발화 특성을 조사하였다. 400°C의 연소실 온도와 연료와 산화제 혼합비 0.6이상에서 자연발화와 안정적인 연소가 가능하였다. 이 결과를 통하여 램제트의 새로운 초기 가속장치의 가능성을 확인할 수 있었다.

• 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.