• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.326-330
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• 2011

이중연소 램제트엔진의 아음속 연소기의 연소가스와 스크램제트 모드로 흡입되는 흡입공기의 혼합 및 초음속 연소를 고려한 이중연소램제트 성능해석 기법을 개발하고 검증하였다. 극초음속 흡입구의 유동특성을 고려하기 위하여 Taylor-Maccoll 방정식을 사용하였으며 초음속 연소기 해석을 위해 준 1차원 연소모델 및 CEA를 이용한 화학 평형 모델을 적용하였다. 개발된 모델을 통하여 계산된 흡입구와 연소기에서의 열역학 데이터를 수치해석 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.59-59
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• 2002

램제트 추진기관은 압축과정을 별도의 부품 없이 형상에 의해서 감속하여 연소 압력비를 얻는다. 따라서 구동 마하수와 형상에 의해 흡입과정의 압축 효율이 결정된다. 설계점은 충분한 유량을 확보 할 수 있는 유량과 충격파 각을 조절하여 전압력 손실을 줄이도록 고려되어야 한다. 또한 연소가 일어나면 연소실 압력이 배압으로 작용하고 비행시에 받음각은 변하므로 이에 따른 성능 분석도 고려 되어야 할 사항이다. 본 연구는 국내에서 실험한 형상에 대해 수치계산을 수행하여 코드의 검증과 아울러 램제트 유동장의 수치적 시뮬레이션도 설계단계에서 하나의 도구로 이용할 수 있음을 보여준다. 실험에서는 배압 조건을 얻기 위해 유동 블록키지를 유로 내에 두어 상응하는 배압을 얻었지만 본 계산에서는 압력 경계조건을 직접 사용하였다. 유동이 비정상 특성을 가지므로 시간 정확도를 이차로 가지도록 이중시간 전진법을 사용하였다. 사용한 압력비는 충격파가 카울 끝에 닿는 임계상태에 가까운 12, 13, 14에 대해 계산을 수행하였고 부스터모드로 흡입구 끝이 막혀 있다가 램제트 모드로 바뀌어 연소실 압력이 위의 압력비라고 가정할 때의 비정상 천이 과정을 계산해 보았다. 본 계산은 흡입구 부분만을 떼어놓고 적절한 가정 하에 수행되었지만 연소실 내부도 비정상 특성을 가지므로 흡입구와 연소실을 동시에 같이 계산해야한다. 추후에 전체적인 계산을 진행하기 위한 전 단계로 흡입구 계산만을 수행하여 실험과 잘 일치하는 계산 결과를 얻었고 전체 계산을 위한 연구는 진행 중에 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.141-146
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• 2005

본 논문은 램제트/스크램제트 엔진에 대한 이론적인 해석 결과를 보여준다. 본 연구의 주요 목적은 램제트/스크램제트 엔진의 성능변수에 대하여 해석적 연구를 통해 물리적인 이해와 기초를 제시하는 것이다. 램제트/스크램제트 성능에 있어서 비행 마하수와 흡입구, 연소특성 등의 영향에 대하여 해석적 연구를 수행하였으며, 일정한 압력 또는 일정한 단면적을 가진 연소기에 대하여 사이클 해석을 통해 비교/분석하였다. 또한 연소기 입구에서의 최적 마하수에 대하여 연구하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권11호
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• pp.909-917
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• 2021

본 연구에서는 스크램제트 제어모델 정립을 위한 1차원 연소기 해석 솔버가 구축되었다. 유체에 대한 지배방정식 및 아레니우스 식 기반의 연소모델, 연료분사모델이 솔버 내에 구현되었으며, 해석이 수행되었다. 솔버의 검증을 위하여 0차원 점화지연 문제 및 1차원 스크램제트 연소해석 문제가 도입되었으며, 현 솔버가 선행 문헌의 결과들을 성공적으로 재현해 내고 있음을 확인하였다. 이어서 아음속 조건에서의 해석을 위한 램제트 해석 알고리즘이 구축되었으며, 열질식 위치를 통해 램제트 조건에서 연소기 입구 마하수를 확정하는 해석이 수행되었다. 램조건에서 PCST (precombustion shock train) 해석을 위한 모델이 도입되었으며, 천이구간 해석을 위한 알고리즘이 도입되었다. 또한 코드 내 램모드 해석의 적절성을 판단하기 위해 격리부 내 의사충격파 길이를 통해 불시동 발생 여부가 분석되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권3호
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• pp.65-72
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• 2015

본 연구에서는 이중램제트 엔진 및 로켓/터빈 기반 복합사이클 엔진에의 활용을 위해 Mach 3에서부터 Mach 8까지 넓은 마하수 영역에서 적용이 가능한 초음속흡입구의 형상설계를 수행하고 그 설계방법론에 대해 고찰하였다. 축대칭 가변흡입구를 기본 개념으로 중심콘 각도 및 경사충격파 각도를 이용한 기하학적 관계식으로부터 흡입구 형상을 설계하였으며, 100%에 준하는 포획면적비를 갖도록 하였다. 또한 전산해석결과로부터 Mach 3~8까지 조건에서 흡입구 중심콘에서 발생한 충격파가 올바르게 배치되는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.21-31
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• 2017

본 연구에서는 모드 천이가 발생하는 동안 상세한 유동 특성을 조사하기 위해, 이론분석과 수치해석을 수행하였다. 이론분석은 기존의 기체역학과 종래 보고된 이론식들 재정립하였으며, 수치해석은 2차원 비정상 압축성 Navier-Stokes 방정식을 풀기 위해 fully implicit finite volume scheme을 사용해 수행하였다. 해석의 검증을 위하여 실험 결과와 비교하였다. 격리부 입구 전온도와 수소 연료의 당량비를 변화시키면서 모드 천이에 미치는 영향을 조사하였다. 해석과 실험 결과는 정성적으로 잘 일치하였다. 당량비가 증가하면 스크램제트 모드에서 램제트 모드로 천이가 발생하였다. 이 때, 천이는 당량비에 따라 불연속적으로 나타나며, Non-allowable region이 존재하였다. 한편 격리부 입구에서 전온도의 증가는 모드 천이 경계를 변화시켰다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권1호
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• pp.43-55
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• 2009

20세기 전반 극초음속 공기흡입식 추진시스템에 대한 개념이 정립된 이래 항공우주기술선진국은 이러한 개념을 구현하기 위하여 꾸준히 연구를 진행하였으며 2004년 NASA의 X-43A Hyper-X가 마하 10의 극초 음속 공기흡입식 비행을 성공적으로 수행하였다. 현재 각 국에서는 이러한 극초음속 공기흡입식 추진시스템을 SSTO(Single Stage to Orbit) 또는 TSTO(Two Stage to Orbit) 개념의 재사용 위성 발사체 및 극초음속 미사일에 적용하기 위한 프로젝트가 본격적으로 진행되고 있다. 본 논문에는 미국, 유럽, 호주 아시아에서 개발하고 있는 극초음속 공기흡입식 추진시스템의 역사 및 현황과 이러한 추진시스템을 적용한 비행체, 미사일 개발 연구를 정리하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.297-300
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• 2017

스크램에서 램제트로의 천이가 일어날 때, thermal choking으로 인한 연소실 입구에서의 급격한 압력 상승은 불가피하다. NAR이라고도 불리는 이러한 현상은 당량비의 과도한 증가에 의해서 관찰된다. 그러나, NAR의 변화에 영향을 미치는 요소들에 대한 연구는 활발하게 이루어지지 않았다. 본 연구에서는 격리부 입구에서의 마하수에 따른 NAR의 변화는 수치해석적 그리고 이론해석적으로 분석되었다. 결론적으로 격리부 입구의 마하수 증가는 NAR의 범위를 확대시킨다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.981-984
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• 2011

에틸렌 연료의 이중모드 스크램제트 연소기에서 연소와 충격파 열 발생의 과도 과정을 고해상도 기법을 이용하여 수치적으로 연구하였다. 연료 분사 이후 질량 공급에 의한 아음속 유동 감속을 위하여 연소기 확장부에 조절용 공기를 공급한다. 공기와 연료가 충분히 혼합된 수 ms 이후 점화가 이루어지며, 압력 상승은 격리부에 흡입구 노즐까지 전진하는 충격파 열을 형성한다. 이후 후방 공기공급을 중단하면 배출 과정이 진행되면서 후방 공기 공급 이전 상태로 서서히 복원된다. 본 연구의 결과는 이중모드 스크램제트 연소기에서 작동 영역과 특징의 이해를 돕는 상세 과정을 보여주었다.