• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.14-20
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• 2007

본 연구에서는 램제트 엔진의 연소기용 제트분사식 화염안정기의 특성을 분석하였다. 제트화염안정기는 분사각 및 제트운동량 변화를 통하여 화염을 손쉽게 제어할 수 있으며 별도의 열손상방지장치를 장착하지 않아도 된다는 장점이 있다. 또한 제트류와 주류간의 난류혼합효과로 인해 기계식 화염안정기보다 더 뛰어난 화염안정효과를 보였다. 이러한 제트화염안정기는 램 제트엔진의 제어성능을 더욱 향상시킬 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권1호
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• pp.74-92
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• 2000

A numerical analysis has been conducted to study the transient flowfield during the transition from the booster to sustainer phase in an integrated rocket ramjet (IRR) propulsion system. Emphasis is placed on the unsteady inlet aerodynamics, fuel/air mixing in an entire ramjet engine during the flow transient phase. The computational geometry consists of the entire IRR engine, including the inlet, the combustion chamber, and the exhaust nozzle. Turbulence closure is achieved using a low-Reynolds-number two-equation model. The governing equations are solved numerically by means of a finite-volume, preconditioned flux-differencing scheme over a wide range of Mach umber. Various important physical processes are investigated systemically, including terminal shock train.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.753-762
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• 2004

Conceptual studies of a combined-cycle engine have been conducted. Herein, the results are presented. The engine is composed of ejector-jet, ramjet, scramjet and rocket modes, and will be mounted on the Single-Stage-to-Orbit aerospace plane. Propellants are hydrogen and oxygen. Calculated engine thrust performances and cooling requirement of the engine are presented. Pitching moment of the plane with the engine will be balanced even in the vacuum condition. The experimental results of the inlet and the ejector-jet, ramjet and scramjet modes are presented. The effect of the airframe configuration on the engine performance and the thermal environment in the in-side of the plane are also presented. Through the investigations, possibilities of the combined-cycle engine and the aerospace plane are being made clear now.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.72-81
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• 2011

이중연소 램제트 엔진의 작동특성 및 주요 설계인자를 파악하기 위하여 공기역학 및 열역학적 이론을 기반으로 한 기본적인 성능해석 모델을 수립하였다. 이중연소 램제트 엔진의 예비 성능해석을 수행하였고, 그 결과는 흡입구, 가스발생기, 초음속 연소기 사이의 상세한 관계를 설명하고 있다. 본 연구에서 제시된 방법은 가스발생기와 초음속 연소기의 기하학적 형상을 정량적으로 결정하고, 엔진 각 구성품의 성능에 대한 영향을 평가하기 위한 도구를 제공한다. 또한 예비 성능해석을 통해 이중연소 램제트 엔진의 기본 형상 설계 결과를 도출하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.996-999
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• 2011

통합형 로켓 부스터 램제트(IRR) 엔진에서의 점화 및 램제트 단계에서의 유동 및 연소의 동적특성에 대한 연구를 수행하였다. 연구대상모델은 흡입구 전방 자유흐름 영역에서부터 노즐 출구까지 엔진 전체 유로가 포함되도록 하였으며, 로켓 부스터에 대한 연구를 통해 얻어진 유동장 계산 결과를 본 연구의 초기조건으로 사용함으로써 엔진의 작동 과정 전체에 대한 정보를 얻을 수 있도록 하였다. 본 연구에서는 점화과정에서 화염전파에 가장 영향을 미치는 요소와 유동의 진동을 유발하고 지속시키는 메커니즘에 대해 연구를 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.83-87
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• 2009

램제트 엔진은 다른 공기흡입식 엔진에 비해 상대적으로 매우 긴 유로를 지니고 있음으로 인해 저주파 연소불안정에 취약한 단점을 지니고 있다. 본 연구에서는 램제트 엔진에서 발생하는 연소 현상과 동일한 메카니즘을 모사할 수 있는 연료분사장치 및 V-gutter 형태의 화염안정화장치를 장착한 소형 연소기를 설계/제작하여, 램제트 연소기에서 발생할 수 있는 연소불안정 현상을 시현하였다. 이 연소기에서 발생한 연소불안정은 연소시스템의 음향학적인 공진 주파수와 유사하게 나타남을 확인하였으며, 이를 통해 thermo-acoustic coupling에 의한 전형적인 연소 불안정이 발생하였음을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.318-325
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• 2011

이중연소 램제트 엔진의 작동특성 및 주요 설계인자를 파악하기 위하여 공기역학 및 열역학적 이론을 기반으로 한 기본적인 성능해석 모델을 수립하였다. 이중연소 램제트 엔진의 예비 성능해석을 수행하였고, 그 결과는 흡입구, 가스발생기, 초음속 연소기 사이의 상세한 관계를 설명하고 있다. 본 연구에서 제시된 방법은 가스발생기와 초음속 연소기의 기하학적 형상을 정량적으로 결정하고, 엔진 각 구성품의 성능에 대한 영향을 평가하기 위한 도구를 제공한다. 또한 예비 성능해석을 통해 이중 연소 램제트 엔진의 기본 형상 설계 결과를 도출하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.581-585
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• 2009

본 연구를 통하여 스크램제트 엔진을 적용한 극초음속 추진기관 개발에 대비하여 로켓 기반 복합사이클 엔진 개념연구를 수행하였다. RBCC엔진은 지상고도 정지 상태에서 출발하여 고도 30km, 마하 8 에 도달하는 것을 목적으로 하며, 마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 본 논문에는 RBCC엔진의 각 작동 영역에서의 설계 기법 및 해석 기법을 논의한다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.153-157
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• 2003

Supersonic and hypersonic aircrafts must pass wide range of speed to reach high speed region. But for existing engines the most efficient operating speed ranges are decided according to their flying speed, so an engine which mixes several engines like TRJ (Turbo Ramjet) and ARJ (Air Turbo Ramjet) has been planed. This mixed type engine has inefficiency that more than two engines must be installed simultaneously, but the pulse detonation engine (PDE) that uses detonation wave has a strong point that it can operate in all speed range with single engine. This paper deals with the simulation of the pulse detonation engine which uses hydrogen peroxide $(H_2O_2)$ mono propellant. Hydrogen peroxide is low-cost propellant, and it is reacted without oxidizer. Comparison between $H_2-O_2$ mixture with $H_2O_2$ mono propellant about thrust, pressure, temperature and velocity shows that $H_2O_2$ is a very useful propellant.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2005년도 창립60주년 기념 추계 학술대회
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• pp.175.1-175.1
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• 2005