• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.19-24
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• 2001

대기중에서 움직이는 비행체(항공기, 미사일 등)의 속도 및 고도를 측정하기 위한 장치가 피토관 (Pilot-Tube)이다. 고속으로 비행하는 항공기의 안전하고 효율적인 운항을 위해서는 정확한 비행속도 및 고도측정이 요구된다. 피토관 최적 설계인자 결정을 위해 피토관 Nose의 Inlet부, Nose부 외곽형 상, 정압홀의 형상 및 정압홀 설치 위치 선정을 위한 유동장 해석을 수행하였다. 또한 해석을 통해 얻은 설계자료를 기본으로 제작한 피토관의 풍동실험을 수행하였다. 본 연구를 통해 속도 및 고도 계측용 피토관의 설계기술을 확보하였고 제작기술을 보유하였으며, 유동해석 및 풍동실험을 함으로써 피토관 국산화에 필요한 기본 자료를 얻었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.632-636
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• 2017

본 연구에서는 극초음속 추진기관을 위한 고공 환경 모사 시험 장치를 설계하였다. 설계된 사항을 기반으로 시험설비를 구축하였고, 상온 시험을 이용한 실험을 진행하였다. 상온 시험은 시험 모델의 유/무에 따라서 수행하였고, 본 연구에서 설계된 설비는 시험 모델의 유/무에 따라서 압력의 큰 변화가 없이 동일한 구현 조건을 모사하는 것을 확인할 수 있었다. 향후 시험 모델에 따른 변수 실험에 일부 적용될 데이터베이스를 확보하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.136-141
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• 2008

원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 추진기관에서 발생하는 고온 연소가스의 모맨텀을 이용하여 비교적 간단하게 안정된 고고도 환경을 모사할 수 있다. 디퓨저를 이용한 고공모사 시험에서 추진기관의 연소시간이 긴 경우, 고온의 연소가스가 디퓨저 내 벽면에 직접 탈기 때문에 반복적인 사용을 위해 이 부위에 대한 냉각대책이 필요하다. 디퓨저 내부로 분사되는 냉각수가 디퓨저 작동특성에 미치는 영향을 파악하고자 축소형 연소실험을 수행하였으며, 본 논문은 실험방법과 그 결과에 대해 기술하고 있다. 고체 추진제를 연료로 하는 가스발생기를 이용하여 추진기관을 모사하였으며, 일반 수돗물을 냉각제로 사용하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.403-404
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• 2008

국가 우주개발 중장기 계획에 따라 수행중인 한국형우주발사체(KSLV-1) 개발사업 중 2단에 사용할 Kick Motor(이하 KM)는 작동고도가 약 300km이므로 진공의 환경과 유사하다. 고고도에서 작동하는 로켓은 성능을 최대한 향상시키기 위해서 노즐의 팽창비를 상대적으로 크게 설계하며, 동일한 로켓으로 지상에서 연소시험 할 경우 노즐에서 박리가 발생하여 정확한 추력을 예측할 수가 없다. 본 논문에서는 고고도에서 KM 추력성능을 입증하기 위하여 수행한 시험설비의 설계/구축과정과 그 결과를 다루고 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권5호
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• pp.70-78
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• 2014

고고도 모사를 위한 초음속 이차목 디퓨저의 유동 및 열전달 특성에 대한 수치적 연구를 수행하였다. 디퓨저의 유동 특성에 영향을 주는 작동압력과 형상을 변화시켜 유동 특성과 냉각 특성을 파악하였다. 냉각이 없는 경우 디퓨저가 시동 된 후, 디퓨저 벽과 아음속 구간에서 3,000 K 이상의 고온 구간이 나타났다. 디퓨저에 냉각 시스템을 추가하면 벽면 근처가 냉각되면서 유속이 빨라져 유동 길이가 길어지고 유동 박리와 함께 압력 회복이 급격해진다. 디퓨저 내부에 압력 변화를 가져오는 유동 현상과 함께 heat flux의 경향도 유사하게 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권4호
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• pp.345-358
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• 2018

고고도 과학기구는 다양한 과학연구목표를 수행하기 위해 미국, 프랑스, 일본과 같은 항공우주선진국에서 수십 년간 사용되어 왔다. 고고도 과학기구는 초기 개발 및 운용비용이 막대하게 소요되므로 국가연구기관 중심으로 연구개발이 진행되어 왔지만 최근에는 저비용 고성능 오픈소스 소프트/하드웨어 생태계의 출현으로 과학기구 개발 진입장벽이 낮아졌다. 본 연구에서는 상용 기성품을 활용하여 저비용, 사용 용이성, 호환성, 제품 개발신속성을 고려한 소형 영압력기구(Zero Pressure Balloon) 시제품을 제작하였다. 또한, 8회에 걸친 비행시험을 통하여 비행운용기술을 축적하였으며 기구시스템의 작동신뢰성을 검증하여 향후 대형 영압력기구 운용을 위한 기반을 구축하였다.

• 한국해양학회지:바다
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• 제9권3호
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• pp.130-136
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• 2004

In September 2003 wind-measuring drifters were air-deployed in front of the projected path of Hurricane Fabian from an altitude between 300 m and 400 m. Eight drifters transmitted wind, air pressure and SST data through ARGOS and three drifters were within 35 km of the hurricane center. Measurements of the air pressure in the eye of the hurricane by dropsondes, suggested the air pressure at the eye was between 939 hPa and 944 hPa. The lowest pressure measured by a Minimet was 943 hPa at 33 km from the hurricane center. Fabian cooled the SST at its center from $28.9^{\circ}C$ to $26.8^{\circ}C$. After the passage of Fabian, SST warmed to between $27.5^{\circ}C$ and $28.5^{\circ}C$ in 7 days.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.970-972
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• 2011

2차목 초음속 디퓨져 입구 직경에 따른 진공실 압력 변화를 고찰하였다. 디퓨져 입구는 세 종류로 변화시켰으며 각각의 경우에 대해 전산유체역학을 통해 계산을 수행하였다. 디퓨져 입구 크기에 따른 진공실의 압력 변화를 빠르게 상대비교하기 위해 비점성으로 가정한 Euler 방정식을 지배방정식으로 채택하였다. 결과로부터 디퓨져의 입구크기가 증가하면 진공실의 압력은 감소하는 것을 관찰할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.105-110
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• 2010

Supersonic ejectors are simple mechanical components, which generally perform mixing and recompression of two fluid streams. Ejectors have found many applications in engineering. In aerospace engineering, they are used for high altitude testing (HAT) of a propulsion system by reducing the pressure of a test chamber. It is composed of three major sections: a vacuum test chamber, a propulsive nozzle, and a supersonic exhaust diffuser (SED). This paper aims at the improvement in HAT facility by focusing attention on the vertical firing rocket test stand with shock generators. Shock generators are mounted inside the SED for improving the pressure recovery. The results clearly showed that the performance of the ejector-diffuser system was improved with the addition of shock generators. The improvement comes in the form of reduction of the starting pressure ratio and the vertical height of test stand. It is also shown that shock generators are useful in reducing the total pressure loss in the SED.

• 한국연소학회지
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• 제12권2호
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• pp.1-9
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• 2007

This paper describes numerical efforts to investigate combustion characteristics of HyShot scramjet combustor, where gaseous hydrogen is transversely injected into a supersonic cross flow. The corresponding altitude, angle of attack, and equivalence ratio are 35-23 km, $0^{\circ}$, and 0.426 respectively. Two-dimensional simulation reasonably predicts combustor inner pressure distribution and reveals periodic combustion characteristics of HyShot scramjet combustor. Altitude effects are also investigated and the strength of flow instability and subsonic boundary layer thickness affect the combustion efficiency according to altitudes. Frequency analyses provide the flow instability effects on the turbulent combustion in HyShot scramjet combustor.