• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.480-485
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• 2008

In this study, two types of ramjet intake were designed for the flight condition of Mach number 2 and 5 and numerical analysis was performed. In order to widen the flight envelope range(Mach number $2{\sim}6$), movable intake concept was applied. The central body was designed so that the capture area ratio which is one of most important factors of ramjet intake design could be adjusted. And various types of cowl and movable insert part of shell were designed in order to control throat area which could increase total pressure recovery. The numerical results showed that the designed ramjet intake could be applied in various flights Mach number.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2008

본 논문에서는 램제트 기관의 성능을 결정짓는 공기흡입구를 램제트 엔진의 비행 목적에 맞게 비행 마하속도 4에서 기본설계를 수행하였다. 순항고도 12km, Mach $2{\sim}6$의 넓은 영역에서의 운용을 가능하게 하기 위하여 가변형 공기흡입구의 개념을 도입하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권5호
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• pp.49-58
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• 2018

본 논문에서 이중연소 램제트엔진의 아음속 흡입구 제어기법 설계에 대한 연구를 소개하였다. 제어기법 설계를 위해 유동조건 및 흡입구 형상에 기초한 흡입구 유동의 동적 응답특성을 조사하고, 흡입구 유동특성을 고려한 제어기법 개념을 설정하였다. 이중연소 램제트 동적 시뮬레이션 모델을 활용하여 시스템 입/출력 선형화 모델을 획득하였으며, 선형화 모델 기반의 선형 제어루프 설계를 수행하였다. 최종적으로, 다양한 제어루프 시뮬레이션을 통해 설계된 제어루프의 안정성을 포함한 제어기법 성능을 평가하였다.

• 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 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.331-334
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• 2011

램제트 엔진의 성능은 초음속 흡입구의 성능과 밀접한 연관이 있다. 초음속 흡입구 내부 유동 특성을 관찰하기 위해 실험적/전산해석적 연구를 수행하였다. 자발 시동이 가능한 2차원 실험 모델을 설계 제작하고 마하 2.5 초음속 풍동을 이용한 실험적 연구와 Menter's SST 난류 모델과 RANS 방정식에 기본한 전산해석 결과로부터 내부 유동 특성을 정리하였다. 흡입구의 안정 작동 조건에서의 의사충격파(Pseudo-shock wave)와 불안정 작동 조건의 버즈 현상에 대해 자세한 가시화 결과를 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.62-63
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• 2002

램젯 엔진을 장착한 미사일은 기존의 터보젯 이나 터보팬 엔진에 비해 압축기와 터빈과 같은 엔진 구성품이 없어 무게가 가볍고 초음속에서 저항도 적으며 고속의 비행영역에서 연료효율과 생존성능이 뛰어나기 때문에 차세대 미사일 추진 시스템으로서 세계 여러 국가에서 개발 및 운용이 이루어지고 있다. 하지만 램젯 엔진은 충분한 램 효과를 얻어야 초기 점화가 가능하기 때문에 현재 개발되고 있는 대부분의 시스템은 최초 발사시 로켓 부스터에 의해 가속하고 로켓연료를 모두 소모하고난 후에 흡입구가 개방되어 램젯 엔진이 점화하는 방식을 취하고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.299-302
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• 2008

램제트 추진체의 성능연구를 위하여 램제트 전 영역, 즉 흡입구에서부터 연소실과 노즐까지 통합하여 연소수치해석을 수행하였다. 램제트가 작동 시작하여 비행체가 상승하는 가속모드(Acceleration mode)와 고고도에서의 순항모드(Cruise mode)를 설정 하였으며, 각 모드에 대하여 분사되는 연료의 당량비 변화를 고려하였다. 각 모드에서 추진체 전 영역의 압력 분포, 흡입구의 종말충격파의 위치, 연소실에서의 온도분포, 노즐출구에서의 연료분포를 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.649-656
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• 2004

Hypersonic wind tunnel test of the rectangular variable geometry intake is performed. For realization of a Precooled turbojet engine, development of a hypersonic ramjet engine is planned. To investigate performance of the intake of the hypersonic ramjet engine, wind tunnel test is done with freestream Mach number of 5.1. The total pressure recovery was 18 % with 12.9 % of ramp bleed. Several reasons for low total pressure recovery are shown. Supersonic internal compression is not enough. Then, the throat Mach number is high (M2.61) and total pressure losses at the terminal shock is large. Supersonic flow at the throat and position of the terminal shock is sensitive to a difference of the second ramp's throat height and the third ramp's throat height. Flow separations at the second ramp's trailing edge and the third ramp's leading edge are seen those could result in the trigger of unstart. The seal mechanism between the ramps and the sidewalls is important.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.394-398
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• 2005

초음속 순항 추진기관인 램제트 추진기관은 $1.5\sim3$ 정도의 비행마하수를 가지는 비행체에 적용되어져 왔고, 마하수 4 이상의 고성능 램제트 추진기관에 대한 연구도 다수 이루어져 왔다. 현재는 극초음속 비행을 위한 램제트-스크램제트 엔진의 작동모드를 가지는 듀얼모드 스크램제트 엔진개발 연구가 활발히 이루어지고 있다. 본 연구에서는 고성능 램제트와 듀얼모드 스크램제트 엔진에 필요한 마하 4에서의 공기흡입구 유동에 대한 연구로서 배압, 받음각, 요각의 변화에 따른 초음속 흡입구에서의 유동 특성을 Schlieren 가시화, Oil 가시화, 압력 측정 등을 통해 파악하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권10호
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• pp.68-74
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• 2005

전압력 회복률을 극대화시키기 위하여 램제트 엔진 흡입구 최적형상이 수치적으로 조사되었다. 각 설계인자의 설계영역에 대해 성능을 근사적으로 예측하기 위하여 반응표면법을 도입하였다. 설계인자로는 첫 번째 램프각, 목직경, 그리고 디퓨져 확대각이 선택되었다. 얻어진 반응표면의 신뢰성 검증을 위해서 ANOVA가 사용되었다. 얻어진 최적모델의 전압력 회복률은 기준모델에 비해 36% 향상되었다. 또한 디퓨져에서의 점성손실은 5% 미만인 것으로 조사되었다.