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NTIS 바로가기한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.23 no.3, 2019년, pp.76 - 87
진상욱 (The 4th R&D Institute - 5th Directorate, Agency for Defense Development) , 최호진 (The 4th R&D Institute - 5th Directorate, Agency for Defense Development) , 이형주 (Division of Aeronautics, Cheongju University) , 변종열 (The 4th R&D Institute - 5th Directorate, Agency for Defense Development) , 배주현 (The 4th R&D Institute - 5th Directorate, Agency for Defense Development) , 박동창 (The 4th R&D Institute - 5th Directorate, Agency for Defense Development)
A direct connected test was conducted for a supersonic combustor with a cavity-type flame holder. Liquid hydro-carbon fuel was injected in different types of injectors: inclined and aeroramp injectors, for the flow condition of Mach 4 at an altitude of 20 km. The static pressure on the combustor wal...
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핵심어 | 질문 | 논문에서 추출한 답변 |
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축소확대 노즐의 역할은? | 초음속 연소기에는 연료 공급 장치(Fuel Supplier), 수소 공급 장치(Pilot Fuel), 메탄 토치 점화기(Methane Torch Igniter)가 붙어 있다. 압 축공기와 메탄 연소식 히터는 공급 공기의 전압 력, 전온도 조건을 만들기 위한 것이며, 축소확대 노즐은 격리부 전단 유속을 모의하는 역할을 한 다. 파일럿 연료로 수소가 쓰이며, 점화원은 메탄 토치 점화기가 사용된다. | |
피토 전압력을 평가 지표로 사용한 이유는? | 초음속 연소기 출구 화염 영상에서 관측되는 미약한 팽창파를 통해 출구 유동이 초음속임을 알 수 있는데, 이 때문에 출 구 레이크에서 측정된 압력은 수직 충격파 후단 의 압력이다. Rayleigh 초음속 피토 관계식을 이 용하여 수직 충격파 상류의 압력을 계산할 수 있지만, 본 시험에서 연소 가스의 물성을 정확히 모르기 때문에 피토 전압력을 평가 지표로 사용 하였다. | |
혼합 시간을 늘리기 위해 흡입구 램프 분사를 적용하면 단점은? | 혼합 시간을 늘리기 위해 흡입구 램프 분사 를 적용한 연구 결과도 있으나[10], 경계층 내부 자발화에 의한 흡입구 점화 및 흡입구, 연소실 간섭 등의 이유로 이중모드 램제트 엔진에서는 적용하기 어렵다. 침투 거리 증대 면에서는 수직 분사가 가장 효과적인 방법이지만, 전압력 손실 이 크고 이로 인한 엔진 효율의 저하가 발생한 다는 단점이 있다. 대안으로 공력 램프와 같은 다단의 분사를 통해 전압력 손실을 줄이면서 침 투 거리를 향상 시키는 방안이 있는데[10-13], 일 반 공력 램프가 적용된 사례는 연료 분사 노즐에서의 분사 속도가 음속 수준이기 때문에 침투 거리 증대 면에서 한계가 있을 수밖에 없지만, 연료 유동을 초음속으로 가속 시킨다면 보다 나 은 결과를 얻을 수 있을 것으로 예상된다. |
Introduction of Air-breathing Propulsion System for Missile Jin 1st ed. 2015
“Scramjet Combustion Process” Smart 2010
Li, Xi-Peng, Liu, Wei-Dong, Pan, Yu, Liu, Shi-Jie. Investigation on Ignition Enhancement Mechanism in a Scramjet Combustor with Dual Cavity. Journal of propulsion and power, vol.32, no.2, 439-447.
Dharavath, Malsur, Manna, P., Chakraborty, Debasis. N umerical Investigation of Hydrogen-fuelled Scramjet Combustor with Cavity Flame Holder. Defence science journal, vol.64, no.5, 417-425.
Mathur, Tarun, Gruber, Mark, Jackson, Kevin, Donbar, Jeff, Donaldson, Wayne, Jackson, Thomas, Billig, Fred. Supersonic Combustion Experiments with a Cavity-Based Fuel Injector. Journal of propulsion and power, vol.17, no.6, 1305-1312.
“Hydrocarbon-fueled Scramjet Combustor Flowpath development for Mach 6-8 HIFiRE Flight Experiments” Gruber 2008
“Ignition Characteristics Depending on the Shape of Supersonic Combustor” Jin 180 2017
“Experimentals of Supersonic Model Combustor Using Cavity-Type Flameholder” Byun 178 2017
“Operating Mode Characteristics of Dual-Mode Scramjet Combustor” Byun 182 2017
Journal of Propulsion and Power Fuller 14 2 135 1998 10.2514/2.5278 “Comparison of Physical and Aerodynamic Ramps as Fuel Injectors in Supersonic Fuel”
“An Integrated Aerodynamic-Ramp-Injector/Plasma-Torch- Igniter for Supersonic Combustion Applications with Hydrocarbon Fuels” Jacobsen 2001
“Study on Improvement of Penetration Distance of Injected Fuel in Supersonic Flow Field“ Jin 350 2017
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오픈액세스 학술지에 출판된 논문
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