• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1997.10a
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• pp.689-694
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• 1997

본 논문에서는 초음속연소 발생 기준에 대해 ABB-CE에서 System80+에 적용한 방법론과 W. Breitung 등이 최근 실험자료를 이용하여 제시한 방법론에 대한 모델의 특징을 비교ㆍ분석하였다. W. Breitung 등이 제시한 방법론을 이용한 격납건물내에서 존재할 수 있는 여러 격실크기에서 수소농도를 가정하여 초음속연소 가능성 평가 수행 및 초음속연소 발생 평가절차를 제시하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.34-34
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• 2000

극초음속 공기 흡입 추진기관에 대한 기초연구로서 본 논문은 단순 구조의 초음속 제트 화염을 기반으로 하는 초음속 연소기내에서의 유동과 연소 특성에 대한 충격파의 역할을 고찰하였다. 기존에 수행된 실험 결과와 최근에 외국에서 발표될 계산 결과를 토대로 초음속 연소기내에서의 충격파 역할을 체계적으로 정리해 보고자 함이 본 연구 발표의 목적이다.(중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.15-15
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• 1998

마하 수 6 이상인 극초음속 비행에는 스크램제트(SCRamjet : Supersonic Combustion Ramjet) 엔진이 가장 적합한 엔진으로 알려져 있고 현재 미국을 중심으로 이 엔진의 개발에 많은 노력을 기울이고 있다. 스크램제트 엔진의 성공적인 개발을 위해서는 초음속 공기 내에서 연료의 분사를 통한 가장 효율적인 연소를 유도할 수 있어야 한다. 초음속 상태의 공기와 연료의 혼합을 증대시키고 연소안정성을 향상시키는 방법으로 연소기 내에 인위적으로 경사충격파를 발생시키는 방안이 Marble 등에 의해 최초로 도입되었다. 본 연구에서는 스크램제트엔진 내의 연소기를 모델링하여 마하수 2.5의 초음속공기 유동 중앙에 수소 제트를 분사하여 초음속 수소-공기 화염을 만들고 연소기의 측면에 동일한 모양과 크기의 쐐기를 각각 부착시켜 평면 경사충격파를 발생시켰다 본 실험은 충격파가 초음속 화염에 미치는 영향을 연구한 최초의 실험연구이다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.368-373
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• 2005

To achieve efficient combustion within a manageable length, a successful fuel injection scheme must provide rapid mixing between the fuel and airstreams. The aim of the present numerical research is to investigate the mixing enhancement combustion phenomena according to fuel injector location near the cavity in supersonic flow. Fuel injector location changes the actual length to depth ratio of the cavity in the supersonic combustor. Therefore fuel injector location near the cavity effects different fuel/air mixing efficiency and combustion efficiency.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.11
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• pp.889-902
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• 2020

In this study, a numerical analysis was performed to confirm the formation of supersonic flow and the stabilization time satisfying the design condition in a Direct-connect supersonic combustor. The process was examined in which the high-pressure gas of vitiation air heater propagates downstream to the supersonic combustor and forms a supersonic flow field. It was confirmed through the analysis of pressure and temperature that the supersonic flow field satisfies the design points of Mach number 2.0 and 1,000 K, and requires a minimum of 4.0 ms for stabilization. These results indicate that the time required for the supersonic flow field stabilization should be taken into account when testing for the supersonic combustion experiment.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2014.03a
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• pp.603-609
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• 2014

차세대 제트 추진기관으로 주목받고 있는 스크램제트 엔진의 핵심은 연소기 내부에서의 성공적인 초음속 연소를 필요로 한다. 초음속 연소는 공기-연료 혼합(fuel-air mixing)의 정도에 따라 연소효율이 영향을 받게 된다. 공동형 화염 보염기(cavity flameholder)는 재순환 영역(recirculation zone)을 생성하여 연료 혼합의 효율을 높여 지속적인 초음속 연소가 진행될 수 있는 시간을 제공한다. 본 연구에서는 EDISON 전산유체역학 소프트웨어를 이용하여 공동형 화염 보염기를 지나는 초음속 유동의 재순환 영역과 전압력 변화에 대한 전산 해석을 수행하였다. 초기 형상을 생성하여 유동 해석을 수행한 후, 3개의 형상 변수에 대한 매개 변수 연구를 통하여 공동의 형상과 위치에 따른 재순환영역의 제어가 가능함을 확인하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.371-374
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• 2011

High-resolution numerical study is carried out to investigate the flame stability of the turbulent supersonic combustion in a Dual-Combustion Ramjet (DCR). The auto-ignition in a shear layer between hydrogen/carbon-monoxide syngas and air was studied at elevated enthalpy condition. Comparison of a constant area combustor and a combustor with a small divergence angle shows that the supersonic combustion has a characteristics of the lifted flame and its stability is influenced significantly by the compressibility.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.4
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• pp.69-75
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• 2003

The ideal thrust function is used to determine the local thrust of supersonic combustor. Method of thrust determination from measured pressures are applied to the Mach 2.5 model supersonic combustor. In this application, measured pressures from the experiments in the University of Michigan are used to determine the local thrust of supersonic combustor. Marginal results of local thrust are obtained and discussed. Combustion and wedge affect thrust distributions in the upstream region significantly. The thrust determination from pressure measurements can be a simple, feasible and applicable method, especially when thrust stand is not available.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.326-330
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• 2011

Development and validation of performance analysis model for dual combustion ramjet engines has been performed. A typical performance model for hypersonic intake flow and supersonic mixing and combustion was demonstrated; Taylor-Maccoll equation for coaxial intakes and a quasi-one dimensional reacting flow analysis with CEA chemical equilibrium for supersonic combustion. The results, thermodynamic data of intake and supersonic combustor were validated with CFD numerical results.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.79-82
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• 2009

Unsteady numerical analysis of an entire supersonic propulsion system from intake to nozzle was performed to study dynamic interaction between terminal shock in the intake and flame in the combustor. Both acceleration and cruise flight-modes were considered. Acoustic mode of the entire engine for both flight-modes were investigated by detail analysis of pressure fluctuation at each location of engine.