• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.57-58
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• 2002

램제트는 다른 여러 추진시스템에 비하여 획기적으로 증가된 사거리를 가지므로 가용범위의 확대는 물론, 목표물 타격 시 높은 명중률과 낮은 격추율을 가지는 효과적인 추진 시스템이다. 램제트 엔진을 장착한 미사일로는 프랑스의 Griffon, ASMP, 미국의 Bomarc, Talos, 영국의 Bloodhound, Sea dart, 소련의 SA4, SA6 등을 비롯하여 많은 종류가 개발되어 실전 배치되었다. 근래 들어 램제트는 군사전략과 전술적인 목적 이외에도 민간용으로도 그 실용성이 강조되고 있어 그 중요성은 날로 더할 것으로 예측된다. 램제트는 일반적인 공기흡입식 엔진과는 달리 엔진 내부에 기계적으로 구동되는 부분이 없이 충격파를 통과하면서 공기의 압력이 높아지는 현상인 램압축 현상을 이용하여 공기를 압축하게 되므로 엔진의 구조가 간단하고, 상대적으로 높은 비추력과 추력/중량비를 가진다. 램제트는 정지 상태에서는 작동되지 않으며 사용 가능한 최소의 압력비를 줄 수 있는 비행 마하수에 도달해야 램제트가 작동하게 된다. 따라서 이러한 비행속도를 줄 수 있는 별도의 추진장치가 필요하게 되는데 이와 같은 보조 추진장치로 부스터를 사용한다. 부스터가 엔진의 내부에 장착된 램제트를 일제형 램제트 (IRR: integral Rocket Ramjet)라 부르며, 현대의 전략미사일과 민간용 초음속 항공기의 엔진에 도입되어 활발한 연구가 진행 중이다. 램압력을 이용하여 압축하므로 램제트의 설계시 설계점 비행 속도에서 전압력 손실이 최소가 되도록 설계되어야 하며, 이를 실험이나 수치해석을 통해 확인하여야 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.588-593
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• 2011

In this study, the performance analysis method for ramjet engine system with atmospheric air disturbance was proposed. Flight path was determined to satisfy dynamic pressure constant at each flight altitude. The atmospheric air disturbance incoming into a engine intake was simulated by the model Tank proposed. The performance parameters was investigated at each flight condition with air disturbance. Engine operation stability was evaluated as analysis of the normal shock position.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.83-87
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• 2009

Ramjet engine is weak for low frequency combustion instability because of their long air flow passage. A model combustor which has fuel injector and V-gutter shaped flame holder was designed and fabricated in order to simulate a combustion mechanism of ramjet engine, and it could demonstrate combustion instability which might occur in ramjet combustor. The frequency of the instability was very similar to that of acoustic resonance frequency of combustor, and it proved that a typical combustion instability by thermo-acoustic coupling occurred.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.93-95
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• 2009

This is a reviewing paper on the ramjet development programs of the U.S.A. and European countries through the presented papers at the ISABE 2005 and Joint Propulsion Conference 2008. Interestingly, the programs which are developing now are only limited on the ducted rocket, neither liquid nor pure solid fuel ramjet.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.10-10
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• 2000

램제트 엔진은 비추력이 높고 추력 레벨은 낮으므로, 2단 추진기관에 적합한 추진 시스템이다. 1단-추진기관의 작동이 끝나고, 2단 램제트 엔진이 점화 후 안정된 연소에 도달되기까지 비행체의 속도는 항력에 의하여, 초당 약 마하수 0.1 정도씩 감소된다. 1단 연소 후 2단 램제트로 전환되는 지연시간이 길수록 1단에서 요구되는 종말 가속도는 증가되므로, 1단이 차지하게되는 부피는 증가되고 비행체의 크기 또한 늘어나게 된다. 따라서 1단에서 2단 램제트로 천이되는데 소요되는 시간을 가능한 짧게 하는 것이 효과적이다. 그러나 램제트 엔진의 특성상 선결되어야할 다음과 같은 여러 문제들이 있다. 첫째, 1단 작동 시 공기 흡입구와 연소실은 차단벽으로 분리되어 있다가, 1단 연소후 차단막이 제거되어 외부공기가 램제트 연소실로 흡입된다. 흡입되는 공기는 흡입구의 형상에 의하여 램 압축되지만 초음속으로 연소실을 통과하게된다. 연료 주입 구에서 공급되는 연료는 연소실에서 유동의 흐름방향(streamline)에 따라서 연소실로 확산되는데, 연소되기 전에는 유속이 빠르게 노즐로 빠져 나가므로 램제트 연료가 재순환 구역(recirculation zone)으로 침투하는데 쉽지가 않다. 둘째, 연소실 입구에서 발생되는 와류 (ring vortex)는 1단 연료의 고온 연소 가스를 연소실로 확산시키는데, 비 균일한 온도 분포를 유발하여 램제트 연료의 점화에너지가 공급되는 시간이 적당하지 않을 경우 균일한 화염 전파에 악영향을 준다. 셋째, 연소실에서의 빠른 유동 조건은 연료가 연소실에 머무를 수 있는 시간을 감소시키며, 연소실 입구에서 강한 전단 응력이 발생되어 화염이 안정화되는데 악 영향을 미치게된다. 본 논문은 공기 흡입구, 연소실 및 노즐을 통합하여 수치해석을 하였으며 열유동/점화/연소등의 미케니즘을 이해하고, 주요 인자들 중 와류의 영향에 초점을 맞추었다.다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14) 식도경 시행회수는 1회가 17례(54.8%), 2회가 9례(29.0%), 3회 이상이 5례(16.1%)였다.EX>$IC_{50}$/ 값이 210 $\mu\textrm{g}$/$m\ell$로서 효과적

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.10 no.1
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• pp.54-63
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• 2006

Ejector system are used to transport a low momentum flow to the higher pressure flow by the momentum change between high and low momentum flows. This system is used to simulate the high altitude and Mach number condition over altitude 20 km and Mach 4 of the supersonic test facility. We applied the design and the performance analysis technique(EISIMP code) of the Ramjet Test Facility(RJTF) air system in JAXA to the ejector system of the ramjet test facility in KARI. After preliminary design of the ejector system, we performed a computational study using FLUENT and investigated shock structures and flow characteristics of the ejector system.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.330-335
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• 2017

Recently many studies have been made for the development of propulsion system with wide range flight from supersonic to hypersonic. Dual Mode scramjet engine as a hybrid cycle with advantage of ramjet and scramjet has one combustor. It works under the ramjet mode (subsonic combustion) and scramjet mode (supersonic combustion) respectively. In this study, Experimental results of hot firing tests of dual scramjet engine designed on the condition of Mach 3.5~6 as a flight Mach number are discussed. The tests were carried out on a ground test bench under free stream condition of Mach 6 at 27.6km altitude. In the tests, the adopted design and technological solutions were verified and efficient operation of the dual mode ramjet engine with Kerosene combustion during 5 seconds was demonstrated.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.295-298
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• 2008

In this paper, prototype dynamic modeling scheme to control ramjet propulsion systems were proposed. From the physical understandings of engine system, a typical 2nd-order system model was applied to simulate the dynamic characteristics of fuel supply system. The shock location varience in diffuser to chamber pressure fluctuation is calculated so that the out of phase between two signals was observed.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.5
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• pp.49-58
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• 2018

This paper introduces a research on the control method design for the subsonic intake flow of a dual-combustion ramjet engine. To design the control method, the intake flow dynamic response characteristics, based on a designated flow condition and intake geometry, are investigated, and a control method concept considering the intake flow characteristics is established. Using a dynamic simulation model of a dual-combustion ramjet, control input/output linearized models are obtained such that a control loop design based on linearized models can be accomplished. Finally, from various control loop simulations, the performance of the control method, including its control loop stability, is evaluated.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.5
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• pp.491-496
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• 2008

New concept ramjet propulsion system with liquid bipropellant rocket using "Green Propellant" hydrogen peroxide for launch stage is proposed. In this novel concept, hydrogen peroxide gas generator produces hot oxygen at launch stage and kerosene injects to this jet in combustor. For basic study of this new concept ramjet system, investigation of auto-ignition characteristics and combustion of decomposed hydrogen peroxide and kerosene was conducted. In various test cases, auto-ignition and stable combustion was verified. The combustion temperature of 400°C and Fuel/Oxidizer mixture ratio of 0.6 were the limit of auto ignition. Through the experiment results, the possibility of novel concept combined propulsion system using hydrogen peroxide gas generator is ascertained.