스크램젯용 공기 가열기 개념연구

이정민(Jungmin Lee),강경택(KyungTaik Kang),임진식(Jinsik Lim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

본 연구는 스크램젯의 연소특성 연구 및 스크램젯 엔진의 지상연소시험의 필수 장비인 공기가열기의 개념 연구에 대한 것이다. 공기가열기는 스크램젯의 흡입구나 연소실로 고온의 공기를 공급하기 위한 다양한 방법 중 하나이며, 고온의 연소가스와 실제 공기에 보다 유사한 혼합기체(혼합공기)를 얻을 수 있는 연료를 사용하여야 한다. 본 연구에서는 이러한 형식을 갖는 외국의 공기가열기를 조사하고, 스크램젯 비행체를 개발하기 위한, 액화천연가스(CH4)와 수소를 연료로 사용하는 공기가열기의 인젝터를 개념 설계하였다. This is conceptual study of vitiated air heater(VAH), the necessary ground test facility, for characteristics studies of scramjet combustion and development of scramjet engines. The VAH is one of various types which provided hot air to an intake or a combustion chamber of scramjet and it must use suitable fuel to get hot combustion gas and more similar mixture gas(vitiated air) to real air. In the study, foreign VAHs being capable of providing very high temperature were researched, and injectors for VAH using LNG(CH4) or hydrogen were designed conceptually to develop scramjet vehicle.

스크램제트 엔진의 비시동 검출과 정량화 연구

김현우(Hyunwoo Kim),서한석(Hanseok Seo),김종찬(Jong-Chan Kim),성홍계(Hong-Gye Sung),박익수(Ik-Soo Park) 한국항공우주학회 2022 韓國航空宇宙學會誌 Vol.50 No.1

스크램제트 엔진은 운용 중에 비시동이 발생하면 재시동이 거의 불가능하다. 그러므로 이에 대한 예측이 매우 중요하다. 본 연구에서는 격리부 출구에서의 배압을 조절함에 따라 나타나는 비시동 과정을 수치적으로 모사하였다. 비시동 데이터 검출은 벽면에서의 압력 데이터에 서포트 벡터머신(SVM) 기법을 적용하여 흡입구의 시동과 비시동 데이터로 분류하였고, 시동과 비시동의 분류에 가장 적합한 압력 센서의 위치를 도출하였다. 또한 엔진의 시동과 비시동 경계를 분석하여 엔진이 비시동 되기까지의 여유(마진)을 정량화하였다. The restart of scramjet engine is almost impossible in case its unstart happens during engine operation. Therefore, it is essential to prognosticate the scramjet engine unstart phenomena. A numerical simulation of a scramjet engine is conducted to investigate the unstart process of the scramjet engine by adjusting the backpressure at the isolator outlet to the engine analysis environment. The start and unstart of the engine are identified by applying a support vector machine (SVM) through the data measured by wall pressure so that the locations of the pressure sensors most suitable for the unstart detection are selected. And the operation conditions in which the engine is avoid to be unstarted are quantified to perceive the safety margin.

2단 초음속 스크램제트 비행체의 개념설계 연구

이경재(Kyungjae Lee),강상훈(Sanghun Kang),양수석(Sooseok Yang),박철(Chul Park) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5

비행 마하수 6으로 운용되며, 지상 정지 추력으로부터 사용이 가능하도록 2단 추진체 개념이 적용된 스크램제트 엔진 비행체에 대한 개념설계를 수행하였다. 1단은 로켓을 적용되었으며, 2단은 탄화수소 계열의 연료를 사용하는 스크램제트 엔진이 적용되었다. 개념설계를 위하여 반경 2,000km의 운용거리와 0.2톤의 탑재체 무게를 가정하였다. 개념설계의 첫 번째 단계로 3-DOF 코드를 이용하여 비행궤도를 계산하였으며, 계산된 비행계도를 바탕으로 일차원-비평형 유동 코드와 NASA의 HASA 데이터베이스를 이용하여 스크램제트 엔진에 대한 개념설계를 수행하였다. In this study, two-stage hypersonic scramjet vehicle was designed for the flight condition of Mach number 6. In order to launch at sea level and Mach number 0, two stage concept was applied. The first stage of the vehicle is rocket-powered and is mounted under the second stage. The second stage is scramjet-powered propulsion system and has wing. The suggested mission scenario is to deliver 0.2 ton payload to the range less of 2000km. For the first step of conceptual design, trajectory of air vehicle was calculated by 3-DOF trajectory code. Based on the result of trajectory code, scramjet engine design and mass estimation were performed by non-equilibrium nozzle flow code and NASA"s HASA model, respectively. In order to find best solution, all step of designing process was iterated until they were converged.

DDES를 사용한 스크램제트 연소기의 수치해석적 연구

신준수,문규환,성홍계,길현용 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

Hybrid RANS / LES 기법인 DDES(Delayed Detached Eddy Simulation) 기법을 사용하여 쐐기 형태의 분사기를 가진 스크램제트 연소기의 비연소, 연소 유동장에 대한 연구를 수행하여 선행연구자의 실험결과와 비교하였다. 스크램제트 연소기는 독일 항공우주센터(DLR)에서 실험한 모델의 형상과 조건을 사용하였다. 실험된 연소기의 형상은 위쪽 벽면이 확장부를 가지고, 수소 분사기가 중앙에 위치하고 있다. 해석기법은 Favre-averaged 된 3차원 N-S 방정식에 예조건화기법을 적용하였으며, DDES 모델은 k-ω SST 난류모델을 기본으로 적용되었다. 수소의 연소모델은 4개의 화학종과 1단계를 가진 반응식을 사용하였다. 비연소 유동의 결과에서 아래쪽 벽면의 압력 및 축방향 속도의 분포가 실험과 유사한 결과를 나타내었지만, 연소 유동의 축방향 속도 및 온도분포는 연소모델의 한계로 인해 상이한 결과를 보였다. The non-reactive and reactive flow through scramjet combustor with wedge-shaped injector is simulated using a DDES technique which is Hybrid RANS / LES scheme, and our results are compared to preceeding researcher"s experimental results. Geometries and boundary conditions of scramjet combustor investigated at German Aerospace Center(DLR) were considered. This model combustor has diverging section on the upper wall and hydrogen injector located at vertical center line. In the present study, preconditioned Favre-averaged 3-D Navier-Stokes equation and DDES scheme based on k-ω SST turbulence model were applied. Reaction mechanism of hydrogen has 4 species and 1-step reaction. Lower wall pressure and axial velocity profiles obtained from non-reactive flow have good agreement with experiment results, but results show that, in reacting case, different trends and values were observed because of limitation of 1-step reaction mechanism.

준 1차원 해석 모델을 적용한 이중모드램제트의 성능 및 모드천이에 관한 연구

허엽(Yub Heo),최종호(Jong Ho Choi),박동창(Dong Chang Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12

램제트와 스크램제트 엔진의 복합사이클인 이중모드 램제트엔진의 준 1차원 해석모델을 적용하여 성능과 모드 천이에 관한 연구를 수행하였다. 이중모드 램제트 엔진은 형상 제어를 통해 램제트와 스크램제트 엔진의 비행영역에서 작동하는 엔진이다. 본 연구는 이중모드램제트 엔진의 각 구성품 기반 모델을 1차원 해석 방법을 통하여 구현하고 각 운용모드에서의 특성 및 모드천이시의 특성에 대해 연구하였다. 동일한 비행조건에 대하여 분사되는 연료량만을 변화하여 엔진의 당량비에 의한 모드 변화와 그로 인한 엔진 내 유동 변화를 분석하였다. A quasi one-dimensional analytical model of a dual-mode ramjet engine, a combination of a ramjet and a scramjet engine, was applied to study on performance and mode transition. A dual-mode ramjet engine is an engine that operates in the flight area of a ramjet and a scramjet engine through configuration control. In this study, each component-based model of a dual-mode ramjet engine was implemented through a quasi one-dimensional analysis method and the characteristics of the mode transfer and the characteristics of each operation mode. Amount of fuel injection for same flight condition was changed to analyze the mode due to the equivalence ratio of the engine and the corresponding change in flow in the engine.

한국항공우주연구원 스크램제트 엔진 시험설비

이양지(Yang Ji Lee),양인영(Inyoung Yang),김춘택(Chun Taek Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

한국항공우주연구원은 공기 흡입식 추진기관의 성능 시험 영역을 극초음속, 고고도 영역으로 확장하고자 2000년부터 스크램제트 엔진 시험설비(SETF)의 설계 및 개발에 착수하였다. SETF 주요 요소설비의 구축은 2009년 6월 완료하였다. SETF는 고압공기 공급원, 고온 공기 공급시스템, 엔진 시험부, 공기 이젝터 배기 시스템, 액체/기체 연료 공급시스템, 제어 및 데이터 처리 장치로 구성된다. 본 시험설비에서는 마하 6.7 스크램제트 엔진 흡입구 공력 성능시험, 마하 5급 탄화수소 엔진 연소 시험, 마하 6 단열재 삭마 시험이 수행되었다. 현재 로켓 기반 복합사이클 엔진의 마하 5 램제트 모드 성능시험이 진행되고 있다. 본 논문에는 스크램제트 엔진 시험설비의 구성 및 사양과 수행된 시험에 대하여 소개하도록 한다. The Scramjet Engine Test Facility(SETF) of the Korea Aerospace Research Institute was designed and manufactured for enlarging the test envelope of the air-breathing propulsion system to hypersonic and high altitude region since 2000. Construction of the SETF was done in June, 2009. SETF was composed of the high pressure air supply system, high temperature air supply system, an engine test cell, an air ejector exhaust system, liquid/gaseous fuel supply systems, and a control and data acquisition system. SETF was used to the Mach 6.7 scramjet engine intake aerodynamic test, Mach 5 hydrocarbon fueled engine test, and Mach 6 insulation ablation test. The Mach 5 ramjet mode test of the Rocket-Based Combined Cycle(RBCC) engine is ongoing using the SETF. In this paper, specification and characteristics of the SETF will be recorded. Also, the performance test using the SETF will be introduced.

스크램제트 엔진의 모드천이 발생동안 의사충격파 유동에 관한 연구

하정호(Jeong Ho Ha),Foluso Ladeinde,김희동(Heuy Dong Kim) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

이중 모드 스크램제트는 일반적으로 기류 마하수 3-6의 범위에서 작동한다. 이중 모드 스크램제트가 작동하는 동안 램제트 모드에서 스크램제트 모드로의 천이 혹은 그 반대의 경우가 불가피하다. 스크램제트 모드에서 연소실의 상류에서는 초음속 영역이 형성이 되며, 이와 같은 유동은 일반적으로 낮은 당량비에서 얻을 수 있다. 엔진의 입구의 전온도가 일정한 경우 당량비가 증가할수록 벽면의 경계층과의 간섭작용에 의해 강한 충격파가 발생해 연소실의 상류는 아음속이 된다. 이 같은 모드 천이는 당량비에 따른 충격파의 비정상 유동 특성과 관련이 있다. 본 연구에서는, 모드 천이가 발생하는 동안 발생하는 상세한 유동 특성을 조사하기 위해 이론해석과 수치해석을 수행하였다. 얻어진 결과로부터 모드 천이는 급격하게 발생한다는 것을 보여준다. Dual mode scramjet is typically operated in a range of M∞= 3 to 6. During operation of dual mode scramjet, transition from ramjet to scramjet and vice-versa is inevitable. In a scramjet mode, the supersonic flow field is formed upstream of combustor, thus having the combustion at a supersonic flow circumstance. Such a flow is typically obtained at a low equivalent ratio. As the equivalent ratio is increasing for a given constant total temperature at the inlet of engine, a shock train is formed due to strong interaction with the wall boundary layer, leading to subsonic combustion. This mode transition is associated with the unsteady behaviors of shock train according to the equivalent ratio at constant inlet total temperature. In the present study, theoretical and computational analyses have been applied to investigate the detailed flow field generating during the mode transition. The obtained results showed that the mode transition does not occur in a gradual process but in a sudden discontinuous variation, leading to having a non-allowable region during the transition.

자유제트형 지상추진 시험설비를 사용한 스크램제트 엔진 흡입구의 마하 5 성능시험

이양지(Yang Ji Lee),양인영(Inyoung Yang),이경재(Kyung Jae Lee),오중환(Jung Hwan Oh),최진(Jin Choi) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.5

한국항공우주연구원의 자유제트형 지상추진시험설비인 스크램제트 엔진 시험설비의 마하 5 조건에서 스크램제트 엔진 흡입구의 성능 분석 시험을 진행하였다. 스크램제트 엔진 흡입구의 대표적인 성능 인자인 전압력 회복율, 공기 포획율 측정을 위하여 격리부 후방에 설치되는 피토/정압 레이크가 설계 제작되었다. 격리부 후방에 장착된 레이크가 전방의 흡입구 램프와 격리부에 미치는 영향과 레이크로 측정된 흡입구의 성능인자 분석 그리고 흡입구의 받음각 변화에 따른 벽면 정압력 분포 변화에 대한 분석이 수행되었다. 끝으로 연소기에서의 압력 상승을 모사하는 장치인 흡입구 후방 배압조정장치를 이용하여 흡입구 불시동이 발생하는 시점을 확인하였으며, 본 논문에는 그 결과를 정리하였다. The performance analysis test of the scramjet engine intake was conducted under the Mach 5 condition of the scramjet engine test facility, a free-jet ground test facility of the Korea Aerospace Research Institute. A pitot/static pressure rake installed at the rear of the isolator was designed and manufactured to measure the total pressure recovery rate and mass capture ratio, which are typical performance factors of the scramjet engine intake. The effect of the rake mounted at the rear of the isolator on the intake, the performance anlaysis measured by the rake, and the change in wall static pressure distribution according to the angle of attack were performed. Finally, the point at which the intake unstart occurred was confirmed by using the rear back pressure adjusting device, which simulates pressure rise in the combustor, and the results are summarized in this paper.

스크램제트 엔진의 열역학적 성능해석

김태영(Taeyoung Kim),성낙원(Nakwon Sung) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

차세대 추진체로 주목받고 있는 스크램제트 엔진은 현재 많은 나라에서 연구되고 있다. 본 연구에서는 마하 6의 설계조건에서 기본적인 스크램제트 엔진의 흡입구 형상을 설계하고 열역학적 성능해석을 수행하였다. 결과적으로 이중쐐기형의 흡입구가 단일 쐐기형의 흡입구보다 형상의 크기는 크나, 비추력과 싸이클 효율에서는 더 높은 성능을 보여주었다. The scramjet engine is attracting attention, as a next-generation propulsion engine and being investigated in many countries. In this study, Basic intake geometry is designed optimizing the oblique shock waves. Thermodynamic performance of the scramjet engine cycle was analysed at Mach 6. As an analysis result, double-wedge intake is bigger than single-wedge intake. However, Scramjet engine which used double-wedge intake showed better performance in Specific thrust and cycle efficiency.

스크램제트 엔진 흡입구 시험을 위한 자유제트형 지상추진시험설비의 마하 5 성능 검증

이양지,양인영,이경재,오중환,최진 한국추진공학회 2022 한국추진공학회지 Vol.26 No.1

In order to perform the scramejt engine intake ground test using the Scramjet Engine Test Facility(SETF) of the Korea Aerospace Research Institute. we introduced the test availability check procedure that is generally conducted. The design process of the newly manufactured Mach 5 nozzle for the scramjet intake test was summarized, a device for checking the core flow distribution of the nozzle was explained, and the core flow test analysis results were written. Through a series of test results, it was confirmed that the intake was located in the new Mach 5 nozzle core. 한국항공우주연구원 스크램제트 엔진 시험설비를 활용한 스크램제트 엔진 흡입구 지상 시험을 수행하기 위하여 일반적으로 진행하는 시험 가능 여부 확인 절차를 소개하였다. 스크램제트 흡입구 시험을 수행하기 위하여 새롭게 제작된 마하 5 노즐의 설계 과정을 정리하였으며, 노즐의 코어 유동 분포를 확인하기 위한 장치를 설명하고 코어 유동 시험 분석 결과를 기록하였다. 일련의 시험 결과를 통하여 흡입구가 신규 마하 5 노즐 코어에 위치하는 것을 확인하였다.