- 로켓 기반 복합사이클 엔진의 개념설계
- ㆍ 저자명
- 강상훈,이양지,양수석,Kang. Sang Hun,Lee. Yang Ji,Yang. Soo Seok
- ㆍ 간행물명
- 항공우주기술
- ㆍ 권/호정보
- 2013년|12권 1호|pp.111-119 (9 pages)
- ㆍ 발행정보
- 한국항공우주연구원
- ㆍ 파일정보
- 정기간행물| PDF텍스트
- ㆍ 주제분야
- 기타
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로켓 기반 복합사이클 (RBCC) 엔진의 열역학적 사이클 해석을 통해 엔진의 개념 설계를 수행하였다. 설계 엔진은 지상, 정지 상태에서 출발하여 고도 30 km, 마하 8에 도달하는 것을 목적으로 한다. 본 엔진은 정지-마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진 모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 개념설계 결과 본 엔진은 직경 1 m, 길이 6.7 m의 크기를 갖고 최대 추력 약 16.5 ton을 발생시킬 것으로 예측되었다. 램제트, 스크램제트 엔진모드의 경우 엔진 흡입구 설계점에 따라 전압력회복율 및 포획면적비가 달라지므로, 비행마하수에 따른 엔진의 추력성능 변화가 두드러지게 나타났다.
Conceptual design of RBCC (Rocket Based Combined Cycle) engine is performed through the thermodynamic cycle analysis. The engine is designed to take off at sea level and accelerate to Mach 8 at 30 km altitude. According to the flight speed, the engine operating modes are categorized into 3 modes : Ejectorjet (~ Mach 3), Ramjet (Mach 3~6), Scramjet (Mach 6~8). As a design result, the engine has a diameter of 1 m and a length of 6.7 m. In the prediction results, its maximum thrust is 16.5 ton. In Ramjet and Scramjet modes, design condition of the engine intake influence the engine thrust according to the flight speed.