• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2012년도 제43회 하계 정기 학술대회 초록집
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• pp.150-150
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• 2012

본 연구에서 개발된 Enhanced huels형 플라즈마 발생장치는 초음속 공기 플라즈마 환경에 대한 열 보호 물질의 개발과 시험평가를 위한 지상 시뮬레이션 시험을 목적으로 개발되었다. Enhanced Huel형 플라즈마 토치는 고출력에도 불구하고 전극 부식에 의한 오염도를 최소화할 수 있고, 일반적인 직류 토치로는 얻을 수 없는 초고엔탈피 플라즈마 열유동을 얻을 수 있는 특징이 있다. 구축된 장치는 최대 직류 전력 1,200 kW까지의 출력 제공이 가능한 DC 전원과 플라즈마 토치, 플라즈마의 진단계측 및 재료 시험 수행이 가능한 진공쳄버, 플라즈마를 기체로 회복시켜주기 위한 디퓨저, 디퓨저를 빠져나오는 초고온 열 유동으로부터 열을 제거하기 위한 열교환기, 쳄버 전체의 압력을 제어하기 위한 진공 장치, 후처리 시스템, 가스 공급부 시스템, 냉각수 공급 시스템으로 구성되어 있다. 또한 플라즈마 진단계측장비로는 enthalphy 측정시스템과 각 종 열유속 측정 탐침기, pyrometers, 분광계, 적외선 카메라, 고속 카메라를 갖추고 있다. 시운전 결과 토치 공급전력 412 kW, 공기공급 12.31 g/s , 토치 내부압력 4.14 bar의 운전조건에서 62%의 효율로 플라즈마 엔탈피 16.7 MJ/kg의 성능을 얻었다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권1호
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• pp.61-69
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• 2004

본 연구는 극초음속 모델 스크램제트 엔진 연소기의 화염지지와 연료-공기 혼합과정의 특성을 살펴보기 위하여 수치해석을 이용하여 수행되었다. 연료분사 방법으로 수소연료가 초음속 유동장에 수직분사되는 경우와 공동내부에 분사되는 두 가지 경우를 채택하였으며 각각 UQ(University of Queensland, Australia)와 ANU(Australian National University, Australia)의 충격파 풍동을 이용하여 실험이 수행되었다. 수치해석을 통하여 수직분사 상류의 박리영역과 공동주변에서 연소현상이 관찰되었다. 수직분사의 박리영역과 공동내부분사의 공동은 재순환 영역을 발생시키며, 이 재순환 영역은 연료-공기의 혼합을 촉진시킨다. 또한 자발점화가 박리영역-자유류, 공동-자유류 경계면에서 발생함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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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.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권6호
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• pp.53-60
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• 2002

단일 분사 노즐을 갖는 연소기 내부의 혼합과정에 대한 이해를 바탕으로 연료 분사 노즐을 이중으로 갖는 연소기의 혼합과정에 대한 수치연구를 수행하였다. 수치연구를 위하여 3차원 Navier-Stokes 방정식과 k-$\omega$ SST난류 모델을 이용하여 연료 이중 분사 유동을 모사하였다. 이중 분사구 사이의 거리 변화에 따른 혼합특성의 변화를 살펴보기 위하여 파라메터 연구를 수행하였다. 연료 이중 수직분사에서 두 분사기의 유동 및 혼합특성은 서로 상당히 다른 경향을 보이며, 후방 분사기의 유동 및 혼합특성은 전방 분사류의 영향을 받아 더 크게 팽창하고 침투거리가 증가하는 것으로 나타났다. 어떤 특정 거리가 되기 전까지 분사기 사이의 거리가 증가할수록 전체적인 혼합률과 침투거리가 증가하는 등 혼합특성이 개선되지만, 특정 거리보다 크게되면 오히려 혼합특성이 악화되는 것으로 나타났다. 이는 이중분사기에서 최적인 혼합특성을 위한 두 분사기 사이의 거리가 존재함을 의미하는 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.9-16
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• 2010

고체연료 램제트 추진의 경우 간단한 구조에 비해 높은 성능과 추진력을 얻을 수 있는 매력적인 추진기관이다. 본 연구의 목적은 두가지 유형의(스파이크 & 피토) 흡입구에 대한 공기역학적 특성을 파악함에 있다. 마하수 3.0의 실험조건에서 연소실의 압력과 $0^{\circ}$와 $4^{\circ}$의 받음각의 변화에 따라 흡입구 벽면의 압력값을 측정하였다. 본 연구는 초음속 유동장치와 쉴리렌 시스템을 이용하여 수행되었으며 동일 실험조건에서 스파이크 형이 피토 형보다 약 2배 높은 전압력 회복율을 나타내었다. 전산유체 해석을 통하여 흡입구 내부흐름을 실험결과 값과 비교 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.84-91
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• 2005

축대칭 과소팽창 수직 충돌제트에 의한 표면 열전달 특성에 대하여 실험적 연구가 진행되었다. 초음속 유동장 내부의 충격파 구조 가시화와 함께 표면에서의 압력분포 및 열전달 계수가 측정되어졌다. 표면 열전달 계수는 노즐-충돌면간 거리와 과소 팽창비에 따라서 그 경향에 차이를 보였다. 이러한 현상은 벽압력 및 충격파 가시화에 대한 결과로부터 설명할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.34-39
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• 2014

center-body디퓨져에 대한 형상 설계 요소를 분석하고 수치적 기법을 통한 설계형상 변수를 구성하였다. 수치기법으로는 Center-body 디퓨져의 내부유동해석을 위하여 2차원 축대칭 Navier-Stokes equation와 $k-{\epsilon}$ 난류모델을 사용하였다. 또한 center-body디퓨져의 시동압력과 진공도 및 형상설계변수에 대해서 2차목 디퓨져와 비교하였다. 냉각시스템의 성능향상 방안으로 CBD의 원추선단에 역류제트를 활용한 TPS시스템의 개념을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권1호
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• pp.9-16
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• 2005

제트베인은 로켓추진기관의 발사초기 자세제어와 조정 안정성의 확보를 위해 로켓노즐 출구부에 장착되어지며, 발사 수초 후까지 연소가스와의 접촉으로 인해 구동부를 가열시키고, 그 자체도 화학적 혹은 기계적으로 삭마된다. 본 연구는 제트베인의 열해석을 위한 기초연구로서 균일 초음속 유동장내에 위치한 단일 제트베인으로의 열전달 특성 해석을 수행하여 보았다. 경계층 적분법과 유한차분법의 연립해석이 이루어 졌으며, 벽근방에서 도출된 경계조건을 바탕으로 베인 내부의 비정상 열전도 해석도 수행되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.112-115
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• 2017

고공엔진시험설비에서 지상 시험 조건의 시험 가능 여부와 설비 안전 문제를 점검하고자 로켓 엔진 유동을 해석하였다. 진공 챔버를 개방한 상태에서 냉각수를 초음속 디퓨저로 분사하면서 엔진이 작동하는 상황이며, 2차원 축대칭과 플룸, 공기, 냉각수의 3원 혼합물로 가정하였다. 해석 결과 냉각수 유량 200 kg/sec까지 지상 조건 시험이 가능하였다. 그러나 시동 초기 플룸의 역류로 인해 진공 챔버가 고온에 노출되고, 동시에 냉각수 역류로 인해 진공 챔버 내부가 오염되었다. 따라서 충분한 단열 대책과 오염 회피를 위한 작업이 선행되어야 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권2호
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• pp.127-134
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• 2020

고초음속 항공기는 초음속 비행 중 공력 가열에 의하여 높은 온도 환경에 노출되기 때문에 동체 및 날개 구조물은 더블 패널 형태의 열 차폐 구조로 설계하여 기체 내부로 높은 온도의 열이 전달되는 것을 막는다. 얇은 두께의 더블 패널 외피는 초음속 항공기의 고출력 엔진 소음과 제트 유동에 의한 음향 하중에 노출되어 음향 피로 손상이 발생할 수 있다. 따라서 열음향 복합 하중을 받는 초음속 항공기 외피 구조의 거동 확인과 피로수명 예측이 필요하다. 본 논문에서는 열음향 복합 하중을 모사할 수 있는 열음향 시험 장치를 설계/제작하여 열음향 하중이 적용되는 티타늄 시편의 열음향 시험을 수행하였다. 열음향 복합 하중에 의한 구조물의 동적 거동을 확인하였으며, 시편 단위 열음향 시험 결과와 유한요소해석 결과를 비교하여 해석 모델을 검증하였다.