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초음속 지상추진시험설비의 이젝터 설계 기법 및 유동 특성 연구
A Study On the Ejector Design Technique And Flow Characteristics 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.10 no.1 = no.34, 2006년, pp.54 - 63  

이양지 (한국항공우주연구원 항공추진그룹) ,  차봉준 (한국항공우주연구원 항공추진그룹) ,  양수석 (한국항공우주연구원 항공추진그룹)

초록
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이젝터는 고속의 주 유동으로 주변의 낮은 운동량을 가지는 유동을 운동량 교환을 통해 압축시켜 수송하는 장치로서 각종 초음속 시험설비의 마하 4, 고도 20 km 이상의 고고도 조건을 모사하기 위한 목적으로 사용될 수 있다. 항공우주연구원에서는 램제트 엔진 시험설비의 마하 $4\sim5$, 고도 $20\sim25km$의 작동조건을 모사하기 위한 이젝터를 설계하기 위하여 일본 항공우주연구소(JAXA)의 램제트/스크램 제트 엔진 시험설비(RJTF)의 공기 이젝터 성능해석 기법 및 설계 기법을 적용하여 기본 설계를 수행하였다. 또한 설계된 이젝터 형상을 토대로 FLUENT를 이용한 수치해석을 수행하여 이젝터 시스템 내부의 충격파 구조와 고고도 조건 모사를 위한 흡입 압력 값 및 시스템 내에서 냉각이 요구되는 영역을 파악하고 기본 설계 과정 결과의 타당성을 검증하였다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

Ejector system are used to transport a low momentum flow to the higher pressure flow by the momentum change between high and low momentum flows. This system is used to simulate the high altitude and Mach number condition over altitude 20 km and Mach 4 of the supersonic test facility. We applied the ...

주제어

#이젝터   #초음속   #충격파   #램제트   #스크램제트  

AI 본문요약
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* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.

문제 정의

  • 수직 충격파 양상을 계산하였다. 이는 앞서 설계한 이젝터가 고온, 저압의 시험실 배기가스를 효과적으로 배출하고 있는지 여부를 확인하기 위함이다. 해석에 사용된 프로그램은 FLUENT이다.

가설 설정

  • 1 : 자유제트 부에 일어나는 2차 .유동의음속점
  • b) 고압가스 공급 규제에 따라 이젝터 제트로 공급되는 압력은 5.0 MPa 이하로 유지한다. 또한 제트의 응결을 막고 이젝터의 소음을 경감하기 위하여 구동공기 전압력은 약 3.
  • c) 해석 대상은 실제 이젝터 슬롯과 동일한 일정 면적의 혼합부를 가진다.
  • [9] 2차 유동의 조건은 Table 4와 같다. 계산 과정에서 냉각수의 액주/액적의 분열 및 증발 과정은 고려하지 않았으며 냉각수는 300 K 의 기체상으로 가정하였다.
  • 공간 차분은 2차 정확도 풍상차분법(2nd order upwind)을 사용하였으며 난류 모델은 standard k-e모델을 사용하였다. 벽면은 no slip, 단열 벽면으로 가정하여 수치해석을 수행하였다.
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참고문헌 (9)

  1. Tohru Mitani et al. ,"Subscale Wind Tunnels and Supplemental Studies of SCRAMJET Engine Tests", TR-1458, 2003, JAPAN, pp.172-177 

  2. Tohru Mitani, "Lectures on Ramjet System and Evaluation", NAL, 2002 

  3. 이양지, 차봉준, 양수석, 김형진, "초음속 지상추진시험설비의 기본설계기법 연구", 한국추진공학회지, 제7권 제4호, 2003, pp. 53-62 

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  4. J. Fabri and J. Paulon, "Theory and Experiments on Supersonic Air to Air Ejectors", NASA TM 1410, 1958 

  5. "High Altitude Test Facility for Rocket Engines at NAL", NAL TR-454, 1976, pp. 21-23 

  6. H. Miyazima et al. , "Experiments on Steam Ejectors for Rocket Engine Altitude Simulation", NAL TR-566, 1979 

  7. H. Miyazima et al. , "Design Calculation of Diffusers for Rocket Engine Altitude Simulation", NAL TM-313, 1976 

  8. H. Miyazima et al. , "Effects of Subsonic Diffuser and Nozzle Contour on The Performance of Zero-Secondary-Flow Ejector", NAL TR-493, 1977, pp.23-24 

  9. Tohru Mitani et al. ,"Subscale Wind Tunnels and Supplemental Studies of SCRAMJET Engine Tests", NAL TR-1458, 2003, pp.167-168 

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