다양한 Reynolds Number 및 받음각에 대한 스크램제트 흡입구의 압력측정에 관한 연구 = A Study on the Pressure Measurement of Scramjet Intake at various Reynolds Numbers and Angles of Attack

국문 초록 (Abstract)

극초음속 영역을 비행할 수 있는 공기흡입식 추진기관인 스크램제트 엔진은 곧 극초음속 항공기와 유도무기에 적용 가능할 것으로 보고 있어 전 세계적으로 많은 연구들이 활발히 진행되고 있다. 스크램제트 흡입구는 엔진의 성능에 크게 영향을 미치므로 다양한 조건에서의 압력에 대한 분석이 필수적이다.
본 연구는 마하 4에서의 레이놀즈수 및 카울 위치가 스크램제트 흡입구 압력에 미치는 영향을 알아보는데 그 목표가 있다.
마하 4에서 실험 가능한 2차원 스크램제트 흡입구를 3단압축램프로 설계하여 건국대학교 inhouse code인 KFLOW를 통해 형상 검증을 진행하고 스크램제트 흡입구에서의 압력측정에 대한 분석을 진행하였다.
형상 검증을 통해 최종적으로 얻어진 형상을 3D 모델링하여 스크램제트 흡입구를 제작하여 건국대학교 초음속 풍동 Ludwieg Tube(KULT)에 장착하여 다양한 레이놀즈수 및 카울 위치에 대하여 실험을 수행하고 스크램제트 흡입구의 표면 정압력에 관한 분석을 진행하였다.
레이놀즈수와 램프의 받음각에 따라 경사충격파 각도가 변하면서 충격파들이 중첩되어 간섭이 일어난다. 이는 연소실내부에서 압력진동을 발생시키고 유동박리현상을 만들어 낸다. 이는 질식현상을 일으켜 하류에서 상류로 압력상승을 전파시킨다. 실험을 통해 얻은 압력값을 통해 하류에서 상류로 압력상승이 전파 되는 것과 연소실 내부에서의 유동박리영역에서 생긴 팽창파로인한 압력강하를 확인할 수 있다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

Scramjet Engine, an air-intake propellant capable of flying in the hypersonic region, is expected to soon be applicable to hypersonic aircraft and guided weapons, and many studies are actively underway around the world. Since the scramjet inlet has a significant impact on the performance of the engine, an analysis of performance under various conditions is very essential.
The aim of this study is to examine the effect of Reynolds number and cowl position at Mach 4 on the pressure of the scramjet inlet.
The two-dimensional scramjet inlet experimentable in Mach 4 was designed with a three-stage compression lamp to verify the shape through KFLOW, the inhouse code of Konkuk University, and analyzed the pressure measurement of the scramjet inlet.
The final shape obtained through configure verification was 3D modeled to manufacture a scramjet inlet and mounted to Konkuk University's supersonic wind tunnel Ludwig Tube (KULT) to to analyze the surface static pressure of the scramjet inlet at various Reynolds numbers and angles of attack and .
As the angle of shock waves change depending on the Reynolds number and the angles of attack of the ramp, the shock waves overlap and interference occurs. This causes pressure vibrations inside the combustion chamber and creates a flow separation. This causes suffocation and transfer pressure rise from downstream to upstream. The pressure data obtained through the experiment can be used to check the pressure rise from downstream to upstream and the pressure drop caused by the expansion wave in the flow separation region inside the combustion chamber.

목차 (Table of Contents)

• 제1장 서론 1
• 제1절 연구 배경 1
• 제2절 연구 목적 및 내용 3
• 제2장 Scramjet Engine 4
• 제1절 Scramjet Engine 원리 4
• 제2절 Scramjet Engine 형상 종류 6
• 제3장 스크램제트 흡입구 설계 8
• 제1절 스크램제트 흡입구 형상 검증 11
• 1. 형상 검증 11
• 2. 점성효과를 고려하지 않은 전산 유체 해석 검증 13
• 3. 점성효과를 고려한 전산 유체 해석 검증 16
• 4. 스크렘제트 흡입구 실험 조건 CFD 결과 20
• 제4장 스크램제트 흡입구 실험 22
• 제1절 Ludwieg Tube 풍동 장치 22
• 1. Ludwieg Tube 풍동 장치 특징 22
• 2. Ludwieg Tube 풍동 장치 원리 23
• 제2절 스크램제트 흡입구 3D 모델링 25
• 1. 스크램제트 흡입구 CATIA 25
• 2. 스크램제트 흡입구 모델링 문제점 및 재설계 26
• 제3절 KULT 유동 검증 32
• 제4절 스크램제트 흡입구 실험 조건 34
• 제5절 스크램제트 흡입구 압력 측정 및 실험 결과 35
• 제5장 결론 43
• 참고문헌 45
• 부록 49
• 1. NOMENCLATURE 49
• 2. MATLAB CODE 50
• 국문초록 56