• 한국항공우주학회지
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• 제43권3호
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• pp.243-256
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• 2015

극초음속 비행체 개발 연구의 일환으로 소형 발사체나 과학로켓을 이용한 여러 비행 시험 프로그램이 진행되었다. 국제 협력으로 진행된 호주의 HyShot 프로그램은 과학로켓을 이용한 대표적인 스크램제트 엔진 비행시험 프로그램이며, 이후 다양한 탑재체에 대한 유사한 극초음속 비행 시험 프로그램들이 진행되었다. 미국에서는 DARPA와 AFRL 및 ONR이 각각 Falcon HTV-2, X-51A 및 HyFly의 프로그램을 수행하였으며, 호주와 국제협력으로 HyCAUSE, HIFiRE 비행시험 프로그램을 수행하였다. 그 밖에도 프랑스는 X-51A과 유사한 LEA 프로그램을 진행하고 있으며, 러시아 및 중국, 인도는 극초음속 방위 체계 개발을 목표로 비행시험을 진행하고 있는 것으로 보인다. 본 논문에서는 향후 국내에서 유사 프로그램을 수행할 시 참고할 수 있도록, 이들 프로그램의 목표 및 기술 요소와 경과 및 프로그램 사이의 관계 등을 정리하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권9호
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• pp.731-743
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• 2020

극초음속 활공 비행체는 로켓 부스터에 의해 높은 고도로 올라가서 부스터에서 분리된 후 대기권 내에서 진행 방향을 바꾸면서 약 30~70km 고도에서 마하 5 이상의 극초음속으로 활공한다. 이는 포물선 궤적이 아닌 예측 불가능한 비행경로로 이동하므로 현재 미사일 방어 체계로 요격이 어렵다. 미국은 2010년대 초에 HTV-2와 AHW 비행시험을 수행하여 극초음속 활공 비행 가능성을 확인했고, 최근에 LRHW, ARRW 등 극초음속 활공 비행체 시스템을 개발하고 있다. 중국은 DF-ZF (WU-14) 활공 비행체를 2014년부터 비행시험을 수차례 수행했고 DF-17 미사일에 탑재하여 운용하고 있다. 러시아는 구소련 시절부터 극초음속 활공 비행체 연구를 수행했지만 실패를 거듭했고 근래에 Avangard (Yu-71) 활공 비행체를 SS-19 ICBM에 탑재하여 비행시험에 성공하였다. 본 논문에서는 미국, 중국, 러시아, 일본, 인도, 유럽에서 개발했거나 현재 개발 중인 극초음속 활공 비행체의 특성, 비행시험 사례 및 개발 동향을 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.303-306
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• 2008

미국은 X-43A 를 통한 스크램제트 무인기의 비행 시험을 성공적으로 마치고 미공군 주도하에 X-51A 스크램제트 기술 실증기를 개발하고 있다. X-51A는 PWR 사의 X-1 탄화수소 연료 스크램제트 엔진을 이용하여 2008년에 지상시험을 마치고 2009년에 비행시험이 계획되어 있으며, 이를 통하여 X-51A에서 확립된 기술은 향후 DARPA의 Falcon 프로그램에 의한 HTV-3X 극초음속 시험기 및 HCV 순항기 개발에 적용될 것이다. 본 논문에서는 액체 및 초임계 JP-7 연료를 이용한 엔진 구조물의 냉각 및 연소 등 X-51의 추진기관 핵심 기술에 대하여 살펴보고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권5호
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• pp.79-91
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• 2008

본 문건은 미 공군 연구소가 미국 방위고등연구계획국의 후원으로 개발한 X-51A 스크램제트 엔진실증기에 대한 비교적 상세한 기술적 내용을 국내에 소개하고자 하는 목적으로 작성되었다. 주된 내용은 Hank 등의 논문을 인용하였으며[1] 기타 관련 문헌을 참고하여 내용을 보완하였다. X-51A는 미 공군의 HyTech 프로그램에 의하여 개발된 탄화수소 연료-냉각 스크램제트 엔진의 비행 시험을 위한 극초음속 시험 비행체로서, 2008년까지 관련 지상 시험을 모두 마치고 2009년에 예정된 비행 시험을 마치면 스크램제트 엔진 및 극초음속 비행 기술은 바야흐로 실용화 단계에 접어들게 될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.109-114
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• 2008

This paper presents the development status of a subscale precooled turbojet engine "S-engine" for the hypersonic cruiser and space place. S-engine employs the precooled-cycle using liquid hydrogen as fuel and coolant. It has $23cm{\times}23cm$ of rectangular cross section, 2.6 m of the overall length and about 100 kg of the target weight employing composite materials for a variable-geometry rectangular air-intake and nozzle. The design thrust and specific impulse at sea-level-static(SLS) are 1.2 kN and 2,000 sec respectively. After the system design and component tests, a prototype engine made of metal was manufactured and provided for the system firing test using gaseous hydrogen in March 2007. The core engine performance could be verified in this test. The second firing test using liquid hydrogen was conducted in October 2007. The engine, fuel supplying system and control system for the next flight test were used in this test. We verified the engine start-up sequence, compressor-turbine matching and performance of system and components. A flight test of S-engine is to be conducted by the Balloon-based Operation Vehicle(BOV) at Taiki town in Hokkaido in October 2008. The vehicle is about 5 m in length, 0.55 m in diameter and 500 kg in weight. The vehicle is dropped from an altitude of 40 km by a high-altitude observation balloon. After 40 second free-fall, the vehicle pulls up and S-engine operates for 60 seconds up to Mach 2. High altitude tests of the engine components corresponding to the BOV flight condition are also conducted.

• 한국추진공학회지
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• 제25권6호
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• pp.36-44
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• 2021

스크램제트 엔진 비행시험체의 굽어진 중앙동체 내부 유로에서 발생하는 충격파-경계층 상호작용에 대한 수치해석을 수행하였다. 수치해석에는 압축성 Raynolds Averaged Navier Stokes(RANS) 방정식에 난류모델 k-ω SST을 사용하였다. 대표적으로 노즐 윗 벽면의 박리기포, 오목한 충격파와 경계층의 상호작용, 모서리의 충격파-충격파 상호작용이 포착되었다. 해석 결과는 굽어진 내부 유로의 충격파-경계층 상호작용을 가시화하여 이해를 높이고 설계 유의점을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권5호
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• pp.43-53
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• 2014

충격파 터널은 초음속 및 극초음속 비행조건의 유동장을 지상에서 가장 유사하게 모사할 수 있는 시험설비로서, 거의 반세기 동안 전 세계적으로 유용하게 운용되고 있다. 국내의 극초음속 비행체에 대한 많은 관심의 결과로 충격파 시험장치에 대해 주목하고 있으며, 최근에 KAIST에서는 중간 크기의 충격파 터널을 갖추게 되었다. 본 논문은 개발된 충격파 터널의 성능과 최근 수행된 모델 스크램제트 시험자료를 제시하고 있다. 본 연구에서 모사된 자유흐름 유동조건은 마하수 5.7 비행속도에 해당하며, 이러한 비행조건에서 스크램제트의 초음속 연소기내에 유동 환경을 모사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2001년도 제16회 학술발표회 논문초록집
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• pp.35-38
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• 2001

차세대 추진 기관으로 연구되고 있는 스크램제트 엔진의 열역학적 특성들을 검토하였다. 유동이 엔진을 통과하면서 연소에 의해 전압력이 손실되고 노즐 출구 마하수가 감소하지만, 고온 연소 가스가 배출되기 때문에 실질적인 속도는 증가하게 되고 추력이 발생한다. 초음속 연소를 모사하기 위해 blowdown 형태의 초음속 연소 풍동 설계를 위한 개념 설계가 이루어졌다. 초음속 풍동 시험부에서 마하 2.5의 속도를 유지하기 위한 작동 압력과 질유량이 계산되었다.