초록 ▼

1) 초음속 연소 현상의 수치해석을 위한 고성능 도구개발
2) 초음속 연소 유동의 점화 및 연소 안정화 연구
3) 분사 방식에 따른 혼합 및 연소 특성 연구
4) 초음속 추진기관 내부 열/유동의 기초 실험

세계 각국에서 초고속 항공우주 추진기관인 스크램젯 엔진의 개발을 위한 연구를 진행 중에 있지만, 고속 연소 유동의 지상 실험이 어려운 까닭에 아직 초기 단계에 있다. 본 연구에서는 초음속 연소기 유동의 기초 실험과 더불어 전산유체해석 방법을 주로 하여 연료와 공기의 혼합을 증대시키고, 연소를 안정시킬

1) 초음속 연소 현상의 수치해석을 위한 고성능 도구개발
2) 초음속 연소 유동의 점화 및 연소 안정화 연구
3) 분사 방식에 따른 혼합 및 연소 특성 연구
4) 초음속 추진기관 내부 열/유동의 기초 실험

세계 각국에서 초고속 항공우주 추진기관인 스크램젯 엔진의 개발을 위한 연구를 진행 중에 있지만, 고속 연소 유동의 지상 실험이 어려운 까닭에 아직 초기 단계에 있다. 본 연구에서는 초음속 연소기 유동의 기초 실험과 더불어 전산유체해석 방법을 주로 하여 연료와 공기의 혼합을 증대시키고, 연소를 안정시킬 수 있는 방법을 연구하였다. 초음속 유동에 연료가 분사되어 발생하는 난류 연소 장을 해석하기 위하여 연소 유동 해석 코드의 대규모 병렬처리를 수행하였으며, 연료 분사 방식에 따른 혼합 특성, 최적 분사 조건을 연구하였으며, 연소 유동장의 동적특성 및 화염 안정성에 대한 연구를 수행하였다. 한편 해석적 연구와의 연계를 통하여 연료/공기 혼합류의 특성 파악을 위한 초음속 연소기 모델을 개발하였으며 기초 실험을 수행하였다.

본 연구를 통하여 고속 항공우주 추진 기관 개발을 위한 연구 기반을 구축하였으며, 스크램 제트 엔진의 연소체계에 대한 다양한 연구 관심사에 대한 심도 있는 연구를 수행하였다. 연구기반 구축의 일환으로써 병렬처리 방법을 이용한 고속/대규모 전산해석 환경을 구축하였으며, 2차원 및 3차원 초음속 연소 유동 해석 코드의 병렬화를 수행하여 우수한 전산 처리 성능을 얻을 수 있었다. 또한 이론적 수치적 연구를 바탕으로 기초적인 실험을 수행할 수 있는 초음속 풍동/연소기를 개발하였으며, 피토 압력측정에 의한 추력 측정방법을 제시하였고 실험의 불확도를 평가하는 방법을 제시하였다.
초음속 연소기의 연소 체계에 대한 연구로써는 수직 연료 분사 방식에 따른 연료/공기의 혼합 및 연소 유동 연구를 통하여 혼합특성 및 연소 성능이 최적화 될 수 있는 분사 방법과 연소기 설계 조건을 도출 할 수 있었으며, 쐐기나 공동이 설치된 보염 장치에 대한 해석을 통하여 초음속 연소 화염의 동적 특성 및 불안정의 원인을 규명하였다. 또한 연소 생성물의 재결합 효과를 고려한 배기 제트 연구를 통하여 노즐에서의 성능 회복을 특성을 규명하였다.

Abstract ▼

1) development of high performance tools for the numerical analysis of supersonic combustion phenomena
2) study of the ignition and combustion stability of supersonic reactive flows
3) study of mixing and combustion characteristics of the injection schemes
4) fundamental experiments of ther

1) development of high performance tools for the numerical analysis of supersonic combustion phenomena
2) study of the ignition and combustion stability of supersonic reactive flows
3) study of mixing and combustion characteristics of the injection schemes
4) fundamental experiments of thermo-fluid dynamics inside the hypersonic propulsion systems

Development of the Scramjet engine, a hypersonic propulsion system, is at a beginning stage despite of the various efforts around the world, since the ground-based experiment is very hard and expensive. In the present study, computation studies, along with a basic experimental study, were carried out to investigate the fuel/air mixing and combustion stability inside the supersonic combustor. Large scale parallel processing of the reactive flow analysis code was carried out for the analysis of the turbulent reactive flow generated by a fuel injected in to the supersonic main stream. Mixing characteristics and the optimum injection conditions were studied for fuel injection schemes, and the studies on the dynamic characteristics of the combustion flows and flame stabilities were carried out. In collaboration with the theoretical and numerical studies, a supersonic combustor model was developed and a basic experiments were carried out to understand the fuel/air mixing characteristics.

Fundamental environment for the research of hypersonic aerospace propulsion system was established through the present study and studies on various research issues were carried out in the combustion system inside the scramjet engine. As a part of the establishment of research environment, large scale high-speed computing facility was constructed based on parallel processing, and the 2-dimensional and 3-dimensional supersonic reactive flow analysis codes were parallelized with high performances. For the fundamental experiments, a supersonic wind tunnel/combustor was developed based on theoretical and numerical studies. Also, a thrust calibration technique based on Pitot tube measurement and a measure of experimental uncertainties were suggested.
As for the studies of combustion systems inside the supersonic combustor, studies of transverse fuel injection schemes proposed a optimized fuel injection and combustor design conditions for the maximum mixing and combustion efficiencies. Studies on the flame holding over inclined bodies and cavities identified the dynamic characteristics of supersonic combustion and combustion instability. Also, performance recovery during nozzle expansion process were understood through studies of expanding jet flows including the recombination effects of combustion products.

목차 Contents

• Ⅰ. 연구계획 요약문...3
• 1. 국문요약문 ...3
• Ⅱ. 연구결과 요약문...4
• 1. 국문요약문 ...4
• 2. 영문요약문 ...5
• Ⅲ. 연구내용...6
• 1. 서론 ...6
• 2. 수평 분사 초음속 연소기 개발을 위한 수치 해석 연구 ...8
• 3. 초음속 유동장 내 수직 분사의 혼합 및 연소 특성 연구 ...35
• 4. 초음속 풍동을 이용한 고속 추진기관의 추력 측정에 관한 연구 ...61
• 5. 초음속 연소기 내의 연소 불안정 메커니즘 ...89
• 6. 초음속 노즐 분사 유동의 열화학적 특징 ...96