• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.165-176
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• 2015

A numerical analysis was conducted to investigate the inlet buzz and combustion oscillation in an axisymmetric ramjet engine with wedge-type flame holders. The physical model of concern includes the entire engine flow path, extending from the leading edge of the inlet center-body through the exhaust nozzle. The theoretical formulation is based on the Farve-averaged conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration, and accommodates finite-rate chemical kinetics and variable thermo-physical properties. Turbulence closure is achieved using a combined scheme comprising of a low-Reynolds number k-${\varepsilon}$ two-equation model and Sarkar's compressible turbulence model. Detailed flow phenomena such as inlet flow aerodynamics, flame evolution, and acoustic excitation as well as their interactions, are investigated. Mechanisms responsible for driving the inlet buzz are identified and quantified for the engine operating at subcritical conditions.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.167-170
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• 2008

아음속과 초음속 영역에서 모두 비행하는 재사용 비행체의 추진기관인 TBCC(Turbine Based Combined Cycle)엔진의 성능 설계 기법에 대한 연구를 수행하였다. 이 엔진은 터보제트엔진과 램제트 엔진의 복합 사이클 엔진으로 구성되어 있으며, 비행 마하수 영역별로 터보제트엔진의 작동과 램제트 엔진의 작동 그리고 터보제트엔진과 램제트엔진이 동시 작동하는 구간으로 구성된다. TBCC엔진의 성능해석 기법을 제안하고, 개별 엔진의 성능 결과를 검증 하였으며, 가상의 비행 영역에서 TBCC엔진의 성능을 해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권2호
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• pp.12-20
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• 2000

The numerical analysis, including chemical reaction of an entire ramjet engine is studied to understand the ignition transient mechanism and the dynamic characteristics of the Integrated Rocket Ramjet System comprehensively. Details of how a subsonic combustion environment is established from the supersonic ram air after removal of the inlet port cover, are examined during the ignition transient. Various physical processes are investigated systemically, including ignition, flame propagation, flame dynamics, and vorticity evolution.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제10권4호
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• pp.317-334
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• 2023

This paper presents a basic methodology and a set of numerical tools for the preliminary design of solid-fueled ramjet missiles. An elementary code determines the baseline system configuration comprised of warhead, guidance-control, and propulsion masses and geometries from specific correlations found in the literature. Then, the system is refined with the help of external and internal ballistics codes. Equations of motion are solved for the flight's ascending, cruising, and descending stages and the internal ballistic set of equations designs the ramjet engine based on liquefying fuels. The combined tools sized the booster and the ramjet sustainer engines for a long-range missile, intended to transport 200 kg of payload for more than 300 km range flying near 14,000 m altitude at Mach 3.0. The refined system configuration had 600 mm in diameter and 8,500 mm in length with overall mass of 2,128 kg and 890 kg/m3 density. Ramjet engine propellant mass fraction was estimated as 74%. Increased missile range can be attained with paraffin-polyethylene blend burning at near constant regression rate through primary air mass flow rate control and lateral 2-D air intakes.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권2호
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• pp.116-122
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• 2016

터보제트 엔진에서 램제트 엔진으로의 작동 천이를 고려한 TBCC엔진의 성능 특성을 연구하였다. 터보제트 엔진과 램제트 엔진의 성능모델을 제시하고 터보제트와 램제트의 작동 비율을 조절하여 성능 변화가 연속적으로 발생하도록 엔진 작동의 천이 모드를 고려하였다. 이를 통해 다양한 마하수와 고도에서의 완만한 엔진 성능 변화를 나타냈음을 확인하였다. 일정고도(11km)와 가상의 비행 궤적에 대하여 천이 모드를 적용하여 TBCC 엔진의 추력과 비추력의 변화를 분석하였으며, 이를 통해 예상 비행 조건과 엔진의 천이 모드를 고려한 성능 변화와 복합 사이클 엔진 작동 천이 모드의 필요성을 제안하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.111-119
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• 2013

로켓 기반 복합사이클 (RBCC) 엔진의 열역학적 사이클 해석을 통해 엔진의 개념 설계를 수행하였다. 설계 엔진은 지상, 정지 상태에서 출발하여 고도 30 km, 마하 8에 도달하는 것을 목적으로 한다. 본 엔진은 정지-마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진 모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 개념설계 결과 본 엔진은 직경 1 m, 길이 6.7 m의 크기를 갖고 최대 추력 약 16.5 ton을 발생시킬 것으로 예측되었다. 램제트, 스크램제트 엔진모드의 경우 엔진 흡입구 설계점에 따라 전압력회복율 및 포획면적비가 달라지므로, 비행마하수에 따른 엔진의 추력성능 변화가 두드러지게 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.742-748
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• 2004

In this paper are presented TSTO system analysis including some controlled variables on the engine operation such as a fuel flow rate and a pressure ratio of compressor, as well as variables on the trajectory. TSTO studied here is accelerated up to Mach 6 by a fly-back booster powered by air breathing engines. Three different types of engine cycle were treated for propulsion system of the booster, such as a turbo ramjet, a precooled turbojet and an EXpander cycle Air Turbo Ramjet (ATREX). The history of the controlled variables on the engine operation was optimized by Sequential Quadratic Programming (SQP) to accomplish the minimum fuel consumption. The trajectory was also optimized simultaneously. The results showed that the turbo ramjet gave the best fuel consumption. The optimal trajectory was almost the same except in the transonic range and just before reaching to Mach 6. The history of the pressure ratio of compressor considerably depended on the engine type. It is concluded that simultaneous optimization for engine control and trajectory is effective especially for a high-speed airplane propelled by turbojets like the TSTO booster.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.393-396
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• 2006

본 논문은 이중모드램제트(램제트-스크램제트 연합 작동) 엔진의 작동한계 분석을 기초하여 광범위한 비행 마하수를 충족시키는 엔진에 대한 설계 인자 (흡입구와 연소실)를 고찰하였다. 램제트와 스크램제트의 작동 천이 비행 마하수를 도출하고, 두가지 경우의 연소기(일정한 압력과 일정한 단면적)의 연소실 작동 한계 특성을 파악하여 이중모드 램제트 엔진의 설계 개념을 연구하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.499-502
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• 2008

This paper presents on research findings of how Visual C++ program can be used to generate codes capable of performing ramjet engine simulation To understand the diversity and applicability of this tool an arbitrary ramjet model will be considered for which generated output values will be compared with those from a commercial program GASTURB 9 iterated under the same input parameters. Several governing thermodynamic equations will first be discussed in order that we understand the fundamental idea behind values printed out on the GUI. C++ compiler was chosen as a tool of use due to its availability, ease of use, ability to compute functions faster and uniquely possible to make a stand alone GUI executable in DOS mode. The program is developed in such a way that given the ambient flight conditions, burner exit temperature and several geometry areas the program generates its own input values used in the succeeding stations. A close resemblance of output values that define performance and thermodynamic state of the engine was realized between GASTURB 9 and using this code made from C++ compiler.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.72-86
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• 2006

램제트 추진기술에 대한 최근 개발동향과 필요 주요기술을 분석하였다. 통합 부스터의 장점을 극대화하면서 부스터의 총역적을 다양하게 조정하는 기술, 램제트 연소실의 길이는 최소화하면서 화염을 안정시키는 기술, 비행 운용범위를 다양하도록 하는 가변노즐 기술, 장시간 작동을 가능하게 하는 열차폐 기술 등이 소개/분석되었다. 여러 나라에서 다양한 램제트 추진기술을 개발해왔으며, 원초적 기술은 어느 정도 성숙되었으며, 군사적 응용과 복합사이클을 사용하는 민수용으로의 적용이 확대되고 있는 추세이다. 보다 효과적으로 다양한 발사 프랫폼에 공통으로 적용 가능한 다용도 램제트 기술 개발을 위하여 최근에 여러 유도탄(미국의 JSSAM, 러시아의 Yakhont)들이 연구되었으며, 이는 기술 신뢰도 향상 및 개발경비 절감을 높일 수 있다는 기대로 도전적 연구가 진행되고 있다.