KR101863445B1

KR101863445B1 - Dual Mode Ramjet Engine

Info

Publication number: KR101863445B1
Application number: KR1020160103987A
Authority: KR
Inventors: 남궁혁준; 심창열; 이재호
Original assignee: 현대로템 주식회사
Priority date: 2016-08-17
Filing date: 2016-08-17
Publication date: 2018-05-31
Also published as: KR20180019815A

Abstract

본 발명은 이중 모드 램 제트 엔진에 관한 것으로, 특히 덕트 내부의 유로에 화염안정화기를 구비하여 유입되는 유체(공기와 연료)의 흐름을 램 제트 연소실에서 감쇠 되도록 하고, 스크램 연소의 경우 업스템(Upsteam)으로 연소 공간이 이동되도록 함으로써, 램 제트 연소실에서 유체의 유동저항(pneumatic resistance)을 최소화하여 안정된 화염을 지속적으로 유지시켜 연소 효율을 향상하고, 넓은 비행마하수에서 효율적 운용이 가능하도록 하는 이중 모드 램 제트 엔진에 관한 것이다. 구성은 이중 모드 램 제트 엔진에 있어서, 일 측은 외부 공기를 유입시키는 공기 흡입구가 형성되고, 대향 하는 타 측은 노즐이 형성되며, 내부에는 고리(환형) 형태로서 공기 흡입구와 노즐에 비해 좁은 유로(流路)를 형성하도록 동축(Coaxial)의 코어(core)가 형성된 덕트와; 상기 덕트의 외부 일 측에 형성되어 램 모드 또는 전환모드, 초음속 모드와 같이 운용모드에 따라 상기 유로에서 유체의 유동 특성변화를 이루게 하는 격리기와 상기 격리기의 일 측에 형성되어 액체 연료를 분사하는 연료분사장치와; 상기 덕트의 연료분사장치 일 측에 동축을 이루도록 위치하는 스크램 제트 연소실과 상기 스크램 제트 연소실의 일 측으로 위치하는 램 제트 연소실로 구성된 연소실과; 상기 스크램 제트 연소실의 일단 부분 즉, 상기 램 제트 연소실과 접하는 부분의 유로(流路)에 형성되는 화염안정기(flame holder)와 상기 노즐의 일 측에 형성되는 점화기; 를 포함하여 이루어진다.The present invention relates to a dual-mode ramjet engine, and more particularly, to a dual mode ramjet engine having a flame stabilizer in a flow path inside a duct to dampen the flow of inflow fluid (air and fuel) in a ramjet combustion chamber, Upsteam), thereby minimizing the pneumatic resistance of the fluid in the ramjet combustion chamber, thereby improving the combustion efficiency by continuously maintaining the stable flame and enabling efficient operation in a wide flight Mach number. Lt; / RTI > The dual mode ramjet engine is characterized in that an air intake port for introducing outside air is formed on one side and a nozzle is formed on the opposite side on the other side, and a ring- A duct in which a core of coaxial is formed so as to form a path; An isolator formed on an outer side of the duct to effect a change in flow characteristics of fluid in the flow path according to an operation mode such as a ram mode, a switching mode, and a supersonic mode, A fuel injection device; A combustion chamber composed of a scramjet combustion chamber positioned coaxially on one side of the fuel injector of the duct and a ramjet combustion chamber located on one side of the scramjet combustion chamber; A flame holder formed at one end of the scramjet combustion chamber, that is, at a portion of the flow path of the portion contacting the ramjet combustion chamber, and an igniter formed at one side of the nozzle; .

Description

Dual Mode Ramjet Engine < RTI ID = 0.0 >

본 발명은 이중 모드 램 제트 엔진에 관한 것으로, 특히 덕트 내부의 유로에 화염안정화기를 구비하여 유입되는 유체(공기와 연료)의 흐름을 램 제트 연소실에서 감쇠 되도록 하고, 스크램 연소의 경우 업스트림(Up-stream)으로 연소 공간이 이동되도록 함으로써, 램 제트 연소실에서 유체의 유동저항(pneumatic resistance)을 최소화하여 안정된 화염을 지속적으로 유지시켜 연소 효율을 향상하고, 넓은 비행마하수에서 효율적 운용이 가능하도록 하는 이중 모드 램 제트 엔진에 관한 것이다.[0001] The present invention relates to a dual mode ramjet engine, and more particularly, to a dual mode ramjet engine in which a flame stabilizer is provided in a flow path inside a duct to damp the flow of inflow fluid (air and fuel) in a ramjet combustion chamber, -stream to minimize the pneumatic resistance of the fluid in the ramjet combustion chamber to continuously maintain a stable flame to improve the combustion efficiency and to enable efficient operation in a wide flight Mach number. Mode ramjet engine.

일반적으로 아음속에서 극초음속까지의 비행영역에서 최적의 성능을 확보하기 위해서는 램 제트 및 스크램 제트 고유의 운용 마하수 범위를 포괄하는 이중 모드 램 제트 엔진(Dual Mode Ramjet Engine : 고속비행 중에 발생하는 램 압축에 의해 유입되는 공기를 압축하고 압축된 공기 속에 연료를 분사하여 연소시키며, 고마하수에서는 Isolator(격리부)를 지나 초음속 연소를 하게 되며 연소 가스를 노즐을 통해 추력을 발생시키는 제트 추진기관이다.)이 사용된다.In general, to achieve optimum performance in subsonic to supersonic flight areas, a dual mode ramjet engine (Ram Compression, which occurs during high-speed flight) that encompasses the operating range of the unique ramjet and scramjet, And injects the fuel into the compressed air to burn it. In the high-temperature sewage, the supersonic combustion is performed through the Isolator (isolation part), and the thrust is generated through the nozzle by the combustion gas. Is used.

즉, 공기의 압축성질과 비행체 흡입구 형상을 이용한 공기역학적인 압축(램압축)을 통해 흡입공기를 압축하는 램 제트, 스크램 제트 엔진은 각각 다른 비행 마하수 영역에서 최적의 성능을 가진다. That is, the ramjet and scramjet engines, which compress the intake air through aerodynamic compression (ram compression) using the air compression characteristics and the shape of the air intake, have optimal performance in different flight machining areas.

따라서 단일 추진시스템으로 초음속에서 극초음속까지의 비행영역에서 최적의 성능을 확보하기 위해 램 제트와 스크램 제트 엔진 고유의 운용 마하수 범위를 포괄하는 이중 모드 램 제트 엔진이 요구되고 있다.Therefore, a dual-mode ramjet engine is required to cover the operating range of the unique ramjet and scramjet engines to ensure optimal performance in supersonic to hypersonic flight ranges.

그러나 종래의 이중 모드 램 제트 엔진은 스크램 제트 연소시 높은 비행 마하수 조건에서 낮은 정온도(static temperature)와 연소기로 유입되는 공기의 빠른 속도로 인해 연료와 공기의 혼합과 연소 및 화염 안정화 등이 제대로 이루어지지 않고, 또 램 제트 연소시에는 상당량의 공기 예컨대 개략 공기의 25%가 아음속으로 압축되어 연소기로 유입되기 때문에 수반되는 아음속 흡입구의 낮은 압력 회복율로 인해 고마하수 영역에서는 상대적으로 연소 효율이 떨어지는 문제점이 있었다.However, the conventional dual-mode ramjet engine has a problem in that when the scramjet combustion is performed under high flying Mach number conditions, a low static temperature and a high velocity of the air entering the combustor cause the mixing of fuel and air, In the ramjet combustion, a considerable amount of air, for example 25% of the rough air, is compressed into a subsonic air and introduced into the combustor. Therefore, the combustion efficiency is relatively low in the high-water region due to the low pressure recovery rate of the sub- .

등록특허공보 제10-1268393호Patent Registration No. 10-1268393

이에 본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 연소실 내에 화염안정기를 형성하여 유체(공기와 연료)의 흐름이 감쇠 되도록 함으로써, 램 제트 연소실에서 유체의 유동저항(pneumatic resistance)을 최소화하여 안정된 화염을 지속적으로 유지시켜 연소 효율과 추력을 향상시키도록 하고 초음속 연소를 위한 스크램 연소실을 구성하는 이중 모드 램 제트 엔진을 제공하는 것이다SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, it is an object of the present invention to provide a flame stabilizer in a combustion chamber to attenuate the flow of fluids (air and fuel) so that the flow resistance of the fluid in the ramjet combustion chamber the present invention provides a dual mode ramjet engine in which a stable flame is continuously maintained by minimizing the resistance, thereby improving combustion efficiency and thrust, and constituting a scrambling combustion chamber for supersonic combustion

상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명은 이중 모드 램 제트 엔진에 있어서,일 측은 외부 공기를 유입시키는 공기 흡입구가 형성되고, 대향 하는 타 측은 노즐이 형성되며, 내부에는 고리(환형) 형태로서 공기 흡입구와 노즐에 비해 좁은 유로(流路)를 형성하도록 동축(Coaxial)의 코어(core)가 형성된 덕트와; 상기 덕트의 외부 일 측에 형성되어 램 모드 또는 전환모드, 초음속 모드와 같이 운용모드에 따라 상기 유로에서 유체의 유동 특성변화를 이루게 하는 격리기와 상기 격리기의 일 측에 형성되어 액체 연료를 분사하는 연료분사장치와; 상기 덕트의 연료분사장치 일 측에 동축을 이루도록 위치하는 스크램 제트 연소실과 상기 스크램 제트 연소실의 일 측으로 위치하는 램 제트 연소실로 구성된 연소실과; 상기 스크램 제트 연소실의 일단 부분 즉, 상기 램 제트 연소실과 접하는 부분의 유로(流路)에 형성되는 화염안정기(flame holder)와 상기 노즐의 일 측에 형성되는 점화기; 를 포함하여 이루어진다.According to an aspect of the present invention, there is provided a dual mode ramjet engine including an air intake port for introducing outside air, a nozzle formed on the opposite side, and a ring- And a duct having a coaxial core formed therein so as to form a narrow channel compared to the nozzle; An isolator formed on an outer side of the duct to effect a change in flow characteristics of fluid in the flow path according to an operation mode such as a ram mode, a switching mode, and a supersonic mode, A fuel injection device; A combustion chamber composed of a scramjet combustion chamber positioned coaxially on one side of the fuel injector of the duct and a ramjet combustion chamber located on one side of the scramjet combustion chamber; A flame holder formed at one end of the scramjet combustion chamber, that is, at a portion of the flow path of the portion contacting the ramjet combustion chamber, and an igniter formed at one side of the nozzle; .

삭제delete

이상에서 설명한 바와 같이 본 발명은 램 연소와 스크램 연소를 가변 시스템 없이 하나의 연소공간에서 모드 변화를 이룰 수 있기 때문에 무게를 줄이고 비용절감을 이룰 수 있는 효과가 있다.As described above, the present invention has the effect of reducing the weight and cost because the mode change can be achieved in one combustion space without variable system of ram combustion and scram combustion.

또, 본 발명은 스크램 제트 연소실과 램 제트 연소실 사이에 화염안정기를 구비하여 램 제트 연소실에서의 유체의 유동을 최소화하여 안정된 화염을 지속적으로 유지시켜 연소 효율과 추력을 향상시킴으로써 전체 시스템의 길이를 축소할 수 있는 효과가 있다.In addition, the present invention provides a flame stabilizer between the scramjet combustion chamber and the ramjet combustion chamber to minimize the flow of fluid in the ramjet combustion chamber to continuously maintain a stable flame, thereby improving combustion efficiency and thrust, There is an effect that can be reduced.

도 1은 본 발명에 따른 이중 모드 램 제트 엔진의 일부 구성을 분리한 상태를 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 2는 도 1의 조립 상태를 나타낸 도면이다.
도 3은 도 2를 후방에서 바라본 상태를 나타낸 도면이다.
도 4는 도 2의 좌측면도이다.
도 5는 도 2의 우측면도이다.
도 6은 도 4의 A-A선 요부 단면도이다.
도 7은 본 발명에 따른 이중 모드 램 제트 엔진의 유체 이동 상태를 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 8은 본 발명에 따른 이중 모드 램 제트 엔진이 비행 마하수 3.0의 조건에서 연소 상태를 개략적으로 나타낸 도면이다.FIG. 1 is a schematic view showing a state in which a part of the dual mode ramjet engine according to the present invention is separated. FIG.
Fig. 2 is a view showing the assembled state of Fig. 1. Fig.
Fig. 3 is a view showing a state in which Fig. 2 is viewed from the rear.
Fig. 4 is a left side view of Fig. 2; Fig.
5 is a right side view of Fig.
6 is a sectional view taken along the line AA in Fig.
FIG. 7 is a schematic view of fluid movement of a dual mode ramjet engine according to the present invention.
FIG. 8 is a schematic view showing a combustion state in a dual mode ramjet engine according to the present invention at a flying Mach number of 3.0. FIG.

이하, 본 발명에 따른 이중 모드 램 제트 엔진의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면에 의거하여 보다 구체적으로 설명한다.Hereinafter, a preferred embodiment of a dual mode ramjet engine according to the present invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings.

여기서, 하기의 모든 도면에서 동일한 기능을 갖는 구성요소는 동일한 참조부호를 사용하여 반복적인 설명은 생략하며, 아울러 후술 되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 것으로서, 이것은 고유의 통용되는 의미로 해석되어야 함을 명시한다.Hereinafter, elements having the same function in all the following drawings will be denoted by the same reference numerals, and repetitive description will be omitted. Further, the following terms are defined in consideration of functions in the present invention, Should be interpreted as.

도 1 내지, 도 8에 도시된 바와 같이 본 발명의 이중 모드 램 제트 엔진(100)은 덕트(duct)(110)와 연소실(120) 및 화염안정기(flame holder)(130)로 대별되어 이루어진다.As shown in FIGS. 1 to 8, the dual mode ramjet engine 100 of the present invention is generally divided into a duct 110, a combustion chamber 120, and a flame holder 130.

상기 덕트(110)는 일 측은 외부 공기를 유입시키는 공기 흡입구(111)가 형성되고, 대향 하는 타 측은 노즐(112)이 형성되며, 내부에는 고리(환형) 형태의 유로(流路)(113)를 형성하도록 동축(Coaxial)의 코어(core)(114)가 형성된다.The duct 110 has an air intake port 111 for introducing outside air on one side and a nozzle 112 on the opposite side to the other side and a ring 113 A coaxial core 114 is formed so as to form a coaxial core 114.

여기서, 상기 유로(113)는 공기 흡입구(111)와 노즐(112)에 비해 좁게 형성되는 것이 바람직하다.Here, the flow path 113 may be narrower than the air inlet 111 and the nozzle 112.

이에 따라, 상기 유로(113)에 비해 넓게 형성된 공기 흡입구(111)로 공기를 균일하게 유입되도록 하고 추후 설명할 연료분사장치(116)를 통해 분사되는 연료와 같은 유체의 혼합과 흐름(화염유지 등)을 원활하게 이룰 수 있다.Accordingly, it is possible to uniformly introduce air into the air intake port 111, which is wider than the flow path 113, and to mix and flow fluids such as fuel injected through the fuel injector 116 ) Can be smoothly achieved.

또, 상기 노즐(112)은 연소 유체의 화학에너지를 운동에너지로 변환하여 추력을 발생시키는 장치로서 상기 코어(114)와 함께 단부에서 내측으로 두께가 다르게 경사로 형성되는 것이 바람직하다.In addition, the nozzle 112 is a device for generating thrust by converting the chemical energy of the combustion fluid into kinetic energy. The nozzle 112 may be inclined differently in thickness from the end to the inside of the core 114.

즉, 통상적으로 스크램 연소에서는 축소확대노즐이 아닌 확대노즐을 장착할 수 있다. 하지만, 본 발명에서는 램 연소의 연소 및 추력 효율을 개선하기 위해 노즐(112)의 일 측이 약간의 축소부를 형성토록 하는 것이 바람직하다.That is, in scrambling, an enlarged nozzle can be mounted instead of a reduction enlargement nozzle. However, in the present invention, in order to improve the combustion and thrust efficiency of the ram combustion, it is preferable that one side of the nozzle 112 forms a slight reduction portion.

또, 상기 덕트(110)는 외부 일 측을 통해 램 모드(Ram Mode) 또는 전환 모드(Transition Mode), 초음속 모드(Supersonic Mode)와 같이 운용 모드에 따라 상기 유로(113)에서 공기와 연료 즉, 유체의 유동 특성변화를 이루게 하는 격리기(isolator)(115)가 형성된다.In addition, the duct 110 is connected to the duct 113 through an external side in accordance with an operation mode such as a Ram mode, a transition mode, a supersonic mode, An isolator 115 is formed to effect a change in flow characteristics of the fluid.

상기 격리기(115)는 덕트(110)의 공기 흡입구(111)와 상기 연소실(120)을 격리시키고 공기 흡입구(111)로부터 유입되는 공기에 외란 등 변화(Perturbation)발생시 완충시키는 역할을 함과 동시에 공기를 어느 한 모드(스크램 모드)에서는 감쇠(수직 충격파) 없이 전달시키도록 하고, 다른 한 모드(램 모드)에서는 공기의 흐름을 감쇠(수직 충격파) 되도록 하여 전달시키는 역할을 한다.The isolator 115 isolates the air intake port 111 of the duct 110 from the combustion chamber 120 and serves to buffer the air introduced from the air intake port 111 when disturbance or the like occurs, (Vertical shock wave) in one mode (scram mode) and air (vertical mode) in another mode (ram mode).

또, 연소압의 진동(연소불안정성)에 의한 공기흡입구(111)에 영향을 격리시킴으로써 연소에 필요한 안정된 공기를 유입시킨다.In addition, by isolating the influence of the combustion pressure (combustion instability) on the air inlet 111, stable air necessary for combustion is introduced.

예컨대, 비행속도가 마하(Mach : 유체 속에서 움직이는 물체의 속력을 나타내는 단위로서, 유체가 정지해 있을 때의 물체의 속력과 유체 속에서의 음속 사이의 비를 말하며 기호는 M이다. 보통 공기 속에서 고속으로 운동하는 탄환, 비행기, 미사일 등의 속력을 나타낼 때 쓴다.) 1∼5의 영역에서는 수직 충격파를 발생시켜 램 제트 연소실(122)에서 공기와 연료가 혼합된 유체의 흐름을 감속(감쇠)시켜 아음속 연소 상태를 만들어 램 제트 엔진처럼 연소 되도록 한다.For example, when the flying speed is Mach (unit: the speed of an object moving in a fluid, the ratio between the speed of the object when the fluid is stationary and the speed of sound in the fluid, and the symbol is M. Usually, Air, and missiles that are moving at high speed.) In the region 1 to 5, a vertical shock wave is generated to decelerate (attenuate) the flow of the air and fuel mixed in the ramjet combustion chamber 122 ) To create a subsonic combustion state that causes it to burn like a ramjet engine.

그리고 비행속도가 마하(Mach) 5 이상의 영역에서는 공기와 연료가 혼합된 유체의 흐름이 감속(감쇠)되지 않고 초음속 연소에 필요한 최소압력만 회복하도록 하여 스크램 제트 연소실(121)에서 스크램 제트 엔진처럼 초음속 연소가 이루어지도록 한다.In the region where the flying speed is Mach 5 or more, the flow of the fluid mixed with air and fuel is not decelerated (damped), and only the minimum pressure necessary for supersonic combustion is recovered so that the scramjet- So that the supersonic combustion is performed.

이와 같은 본 발명의 격리기(isolator)(115)는 전기 절연체로서, 고주파의 전자(電磁) 에너지나 신호를 전송할 때 한쪽 방향에는 거의 감쇠가 없고, 그 반대 방향에는 감쇠가 큰 비가역(非可逆) 전송 회로 소자(傳送回路素子)를 가리키는 것으로서 통상적으로 사용되고 있어 구체적인 설명은 생략한다.The isolator 115 according to the present invention is an electric insulator and has an almost non-reversible non-reversible structure in which there is almost no attenuation in one direction and a large attenuation in the opposite direction when electromagnetic (electromagnetic) And it is generally used as a transmission circuit element (transmission circuit element), and a detailed description thereof will be omitted.

또, 상기 코어(114)는 일단이 상기 덕트(110)의 공기 흡입구(111)를 통해 유입되는 공기와 별도의 연료분사장치(116)를 통해 분사되는 연료와 균일하게 혼합되도록 유선형(streamline shape)으로 형성되고 대향 하는 타 단은 상기 유로(113)를 통과하는 공기와 연소 화염과 같은 유체를 고속으로 자유공간에 분출시키기 위해 노즐(112)을 형성하도록 원추형(coning)으로 형성되는 것이 바람직하다.The core 114 has a streamline shape so that one end of the core 114 is uniformly mixed with the air injected through the air inlet 111 of the duct 110 and the fuel injected through the fuel injector 116, And the other end thereof is formed as a conical shape so as to form a nozzle 112 in order to jet the air passing through the flow path 113 and a fluid such as a combustion flame at a high speed into the free space.

즉, 상기 코어(114)는 원추형으로 형성되는 부분이 덕트(110)의 일단 부분 내면과 조합을 이루어 노즐(112)을 형성토록 하는 것이 바람직하다.In other words, it is preferable that the core 114 has a conical shape to form the nozzle 112 in combination with the inner surface of the one end portion of the duct 110.

또한, 상기 격리기(115)의 일 측에는 액체연료를 분사하는 복수 개의 연료노즐(미도시)을 구비하는 연료분사장치(116)가 형성되고 상기 노즐(112)의 일 측에는 점화기(117)가 형성된다.A fuel injector 116 having a plurality of fuel nozzles (not shown) for injecting liquid fuel is formed on one side of the isolator 115, and an igniter 117 is formed on one side of the nozzle 112 do.

상기 연료분사장치(116)는 덕트(110)의 외면을 통해 설치되어 액체연료를 미립화로 분사시켜 상기 공기 흡입구(111)를 통해 유입되어 유로(流路)(113)를 흐르는 공기와 혼합, 연소 되도록 한다.The fuel injector 116 is installed through the outer surface of the duct 110 to inject liquid fuel in an atomized state and mix with air flowing through the air intake port 111 to flow through the airflow passage 113, .

이에 따라, 상기 점화기(117)에서 발생 된 불꽃에 의해 공기와 연료는 연소가 이루어지게 되고 고온의 화염 가스를 발생시키게 되며 상기 노즐(112)에 의해 원활하게 분출되면서 추진력을 얻게 된다.Accordingly, the air and the fuel are burned by the flame generated by the igniter 117, the flame gas is generated at a high temperature, and the propellant is smoothly ejected by the nozzle 112 to obtain the propulsive force.

상기 연소실(120)은 상기 덕트(110)의 연료분사장치(116) 일 측에 동축을 이루도록 위치하는 스크램 제트 연소실(121)과 상기 스크램 제트 연소실(121)의 일 측으로 위치하는 램 제트 연소실(122)로 구성된다.The combustion chamber 120 includes a scramjet combustion chamber 121 positioned coaxially to one side of the fuel injection device 116 of the duct 110 and a ramjet combustion chamber 121 located at one side of the scramjet combustion chamber 121. [ (122).

여기서, 상기 스크램 제트 연소실(121)은 마하(Mach) 5 이상의 속도 영역일 경우 상기 격리기(isolator)(115)가 스크램 모드로 작동하여 공기와 연료가 혼합된 유체의 흐름을 방해하지 않고 가속되도록 함으로써 초음속 흐름 상태에서 연소가 이루어지게 된다.Here, the scramjet combustion chamber 121 operates in a scram mode when the isolator 115 is in a speed region of Mach 5 or higher, and does not interfere with the flow of the air-fuel mixed fluid So that combustion takes place in a supersonic flow state.

즉, 상기 스크램 제트 연소실(121)은 마하(Mach)수 5 이상 속도로 비행시 공기와 연료가 혼합된 유체의 흐름이 초음속 상태가 유지되도록 하여 연소가 이루어지도록 하고, 또 전온도가 높은 고온 공기에 의해 자연발화 된다.That is, in the scramjet combustion chamber 121, the flow of the fluid in which the air and the fuel are mixed is kept supersonic when flying at a Mach number of 5 or more, It is spontaneously ignited by air.

또 상기 램 제트 연소실(122)은 마하(Mach) 3∼5의 비행속도 영역일 경우 상기 격리기(isolator)(115)가 램 모드(Ram Mode)로 작동하여 스크램 제트 연소실(121)의 뒤쪽에 위치하는 상기 화염안정기(130)와 함께 램 제트 연소실(122)에서 공기와 연료가 혼합된 유체의 흐름을 감쇠시키고 유동저항을 최소화하여 안정된 연소를 유지할 수 있다.When the ram jet combustion chamber 122 is in the flying speed region of Mach 3 to 5, the isolator 115 operates in a Ram mode, and the back of the scramjet combustion chamber 121 The flame stabilizer 130 located in the ramjet combustion chamber 122 can attenuate the flow of the fluid mixed with air and fuel and minimize the flow resistance to maintain stable combustion.

따라서, 본 발명에 따른 연소실(120)은 동일한 유동 경로 상에 스크램 제트 연소실(121)과 램 제트 연소실(122)을 형성함으로써 연소 모드 변화를 위한 가변 시스템 없이도 비행속도에 따라 램 연소와 스크램 연소를 이룰 수 있다.Therefore, the combustion chamber 120 according to the present invention can form a scramjet combustion chamber 121 and a ramjet combustion chamber 122 on the same flow path, and thus, even without a variable system for changing the combustion mode, Combustion can be achieved.

특히 상기 램 제트 연소실(122)에서 공기의 흐름을 감쇠 되도록 하여 공기와 연료의 혼합과 연소 및 화염안정화를 원활하게 이루도록 함으로써 완전연소와 연소 효율을 향상시킬 수 있다.In particular, the flow of air in the ramjet combustion chamber 122 is attenuated to smoothly mix air, fuel, and flame stabilization, thereby improving the complete combustion and the combustion efficiency.

상기 화염안정기(flame holder)(130)는 상기 스크램 제트 연소실(121)의 일단 부분 즉, 상기 램 제트 연소실(122)과 접하는 부분의 유로(流路)(113)에 형성되는 것이 바람직하다.The flame holder 130 is preferably formed at one end of the scramjet combustion chamber 121, that is, at a portion of the flow passage 113 in contact with the ramjet combustion chamber 122.

이러한 구성의 상기 화염안정기(130)는 상기 유로(113)를 유동하는 유체의 흐름을 감쇠시키고, 또 상기 점화기(117)로 점화시 고마하수 비행 속도(영역)에서도 램 제트 연소실(122) 내에서 유체의 유동 저항을 최소화시켜 완전연소로 연소효율 향상과 화염안정화를 이룰 수 있다.The flame stabilizer 130 having such a configuration attenuates the flow of the fluid flowing through the flow path 113 and also reduces the flow rate of the fluid flowing through the ramjet combustion chamber 122 By minimizing the flow resistance of the fluid, the combustion efficiency can be improved and the flame stabilization can be achieved.

이를 위해, 상기 화염안정기(130)는 상기 램 제트 연소실(122)에서 화염가스와 같은 유체의 유동저항을 최소화할 수 있도록 단면이 원추형(conical type)을 이루도록 형성되는 것이 바람직하다.For this, the flame stabilizer 130 is preferably formed to have a conical shape in cross section so as to minimize a flow resistance of a fluid such as a flame gas in the ramjet combustion chamber 122.

즉, 상기 화염안정기(130)는 원추형의 링으로서 꼭지점이 스크램 제트 연소실(121)을 향하도록 설치되는 것이 바람직하다.That is, it is preferable that the flame stabilizer 130 is a conical ring, and its vertex point is directed toward the scramjet combustion chamber 121.

이에 따라 상기 유로(111)를 유동하는 유체가 스크램 제트 연소실(121) 이후 즉, 상기 화염안정기(130)를 통과하면서 흐름이 감속되어 유동저항이 최소화됨과 동시에 램 제트 연소실(122)에서 균일 유동장을 확보하여 원활하고 안정된 램 연소를 이룰 수 있다.Accordingly, the flow of the fluid flowing through the flow path 111 is reduced after passing through the scramjet combustion chamber 121, that is, the flame stabilizer 130, so that the flow resistance is minimized, and at the same time, So that smooth and stable ram combustion can be achieved.

또한, 상기 화염안정기(130)는 마하(Mach) 수 3∼5의 비행 영역에서는 상기 격리기(isolator)(115)가 램 모드로 작동하게 되므로 발생 되는 수직 충격파에 의해 공기와 연료가 혼합된 유체의 흐름을 방해, 감속시켜 아음속 흐름 상태를 형성하게 되므로 상기 점화기(117)에 의해 점화, 연소된 화염가스와 같은 유체는 화염안정기(130)의 후단에 재순환영역에서 화염을 보염하고 연소효율을 높일 수 있다.In the flame stabilizer 130, since the isolator 115 operates in the RAM mode in the flight region of Mach numbers 3 to 5, The fluid such as the flame gas ignited and burnt by the igniter 117 is injected into the rear end of the flame stabilizer 130 to fire the flame in the recirculation region and increase the combustion efficiency .

그리고 마하 수 5 이상의 비행 영역에서는 상기 스크램 제트 연소실(121)에서 연소가 이루어지게 되는데, 이때 상기 공기 흡입구(111)를 통해 유입되는 고온의 공기(전온도 1600K)에 의해 연료분사장치(116)에서 분사되는 연료가 자연발화가 이루어진다.In the flying region of the Mach number 5 or more, combustion is performed in the scramjet combustion chamber 121. At this time, the high-temperature air (the total temperature 1600K) flowing through the air intake port 111 is supplied to the fuel injection device 116, Fuel is spontaneously ignited.

이와 같이 본 발명은 화염안정기(130)에 의해 환형의 유로(流路)(113)를 유동하는 유체가 스크램 제트 연소실(121)을 통과하여 램 제트 연소실(122)에서 유동저항이 최소화되고 연료분사장치(116)에 장착되어 있는 핀(Fin)(미도시)에 의해 안정화를 이루게 된다.As described above, according to the present invention, the fluid flowing through the annular flow path (flow path) 113 passes through the scramjet combustion chamber 121 by the flame stabilizer 130, the flow resistance in the ramjet combustion chamber 122 is minimized, And is stabilized by a fin (not shown) mounted on the injector 116.

즉, 상기 화염안정기(130)는 상기 연료분사장치(116)의 내부 채널로 돌출되어 있는 핀(Fin)에 의해 초기 화염이 안정되나, 유로(121)를 통해 유동하는 공기와 연료의 속도를 초음속에서 아음속(subsonic speed :유체의 속도가 그 유체 속을 전파하는 음파의 속도보다 느릴 때 그 흐름의 속도. 일반적으로 운동하는 물체에 대해 그 속도가 음속보다 느리냐 빠르냐에 따라 각기 아음속 또는 초음속이라고 한다.)으로 감속시키고, 뒷부분에서 와류 형태를 형성하여 연소안정성을 확보할 수 있게 된다.That is, the flame stabilizer 130 stabilizes the initial flame by the fin protruding into the inner channel of the fuel injection device 116, but the speed of the air and the fuel flowing through the flow path 121 is supersonic Subsonic speed: The speed of a flow when the speed of the fluid is slower than the speed of the sound wave propagating in the fluid, generally referred to as subsonic or supersonic, depending on whether the speed is slower or faster than the speed of sound ), And the vortex shape is formed at the rear part, so that the combustion stability can be ensured.

따라서, 본 발명에 따른 화염안정기(130)는 초음속 연소 영역인 스크램 제트 연소실(121)에서의 화염안정기는 효율적이지는 않지만 초음속 연소 이후 아음속 연소 영역인 램 제트 연소실(122)에서는 유체의 유동저항을 최소화하도록 하고 화염유지효과를 기대할 수 있다.Therefore, in the flame stabilizer 130 according to the present invention, the flame stabilizer in the scramjet combustion chamber 121, which is a supersonic combustion region, is not effective but, in the ramjet combustion chamber 122, which is a subsonic combustion region after the supersonic combustion, And the flame holding effect can be expected.

상기와 같이 구성된 본 발명의 작용 상태를 설명하면 다음과 같다.The operation state of the present invention having the above-described structure will now be described.

먼저, 본 발명에 따른 이중 모드 램 제트 엔진(100)은 추력을 얻기 위해 동작시 상기 덕트(110)의 공기 흡입구(111)를 통해 설계된 압력으로 외부 공기를 유입시켜 유로(113)로 공급한다.First, the dual mode ramjet engine 100 supplies external air to the flow path 113 through the air inlet 111 of the duct 110 during operation to obtain thrust.

이와 동시에 상기 격리기(115)는 공기 흡입구(111)로부터 유입되는 공기에 발생하는 진동을 완충시킴과 동시에 연소진동을 차단하고 아음속 및 초음속 연소의 모드에 따라 연소실(120)에서의 열유동조건을 구현할 수 있다.At the same time, the isolator 115 cushes the vibration generated in the air introduced from the air inlet 111, blocks the combustion vibration, and controls the heat flow condition in the combustion chamber 120 according to the modes of subsonic and supersonic combustion Can be implemented.

즉, 비행속도가 마하(Mach) 1∼5의 영역에서는 상기 격리기(115)가 유입되는 공기에 발생하는 수직충격파를 통해 공기의 흐름은 감쇠(감속)시키고 압력은 상승 되도록 하여 전달한다.That is, in the range of Mach 1 to Mach 5, the flow of air is attenuated (decelerated) and the pressure is increased through the vertical shock wave generated in the air into which the isolator 115 is introduced.

그리고 상기 연료분사장치(116)는 액체연료를 미립화로 분사시켜 유로(流路)(113)를 따라 흐르는 공기와 혼합되도록 한다.The fuel injector 116 injects the liquid fuel in atomized form to mix with the air flowing along the flow path (flow path) 113.

계속해서, 유로(113)를 따라 흐르는 압축 공기와 연료가 혼합된 유체는 상기 스크램 제트 연소실(121)을 지나면서 화염안정기(130)에 의해 유동저항이 최소화됨과 동시에 흐름이 방해되면서 감쇠(감속) 되어 상기 램 제트 연소실(122)로 유입시 아음속 연소 상태를 이루게 된다.Subsequently, the fluid mixed with the compressed air and the fuel flowing along the flow path 113 flows through the scramjet combustion chamber 121, and the flow resistance is minimized by the flame stabilizer 130. At the same time, And is injected into the ramjet combustion chamber 122 to form a subsonic combustion state.

이때, 상기 점화기(117)가 점화 동작하여 공기와 연료가 혼합된 유체를 램 제트 연소실(122)에서 연소시켜 원활하고 안정된 램 제트 연소 추력(속력)을 얻게 된다.At this time, the igniter 117 is ignited to burn the fluid mixed with air and fuel in the ramjet combustion chamber 122 to obtain a smooth and stable ram jet combustion thrust (speed).

그리고 비행속도가 마하(Mach) 5 이상의 영역에서는 상기 격리기(115)가 유입되는 공기에 발생하는 충격파를 완충시킴과 동시에 공기의 흐름은 그대로 유지시키고 압력은 상승 되도록 하여 전달한다.In the region where the airspeed is Mach 5 or more, shock absorbers generated in the air flowing into the isolator 115 are buffered, while the airflow is maintained and the pressure is increased.

이와 동시에 상기 연료분사장치(116)는 액체연료를 미립화로 분사시켜 유로(流路)(113)를 따라 흐르는 공기와 혼합되도록 한다.At the same time, the fuel injecting device 116 injects the liquid fuel in atomization and mixes with the air flowing along the flow path (flow path) 113.

이때, 상기 유로(113)를 따라 가속되어 상기 스크램 제트 연소실(121)로 유입되는 고온의 공기(전온도 1600K)에 의해 연료는 자연발화가 이루어져 원활하고 안정된 스크램 제트 연소 추력(속력)을 얻게 된다.At this time, the fuel is spontaneously ignited by the high-temperature air (preheating temperature 1600 K) accelerated along the flow path 113 and flowing into the scramjet combustion chamber 121, and the smooth and stable scramjet combustion thrust .

따라서, 본 발명에 따른 이중 모드 램 제트 엔진은 이와 같은 작용을 함으로써 하나의 연소공간에서 가변 시스템 없이 램 연소 추력과 스크램 연소 추력을 얻을 수 있고, 램 제트 연소실 내에서 균일한 유체 유동을 이루게 하여 연소 효율과 추진효율을 향상시킴과 동시에 로켓의 연소실 길이를 감소시킬 수 있어 로켓의 사거리 증대를 이룰 수 있다.Accordingly, the dual-mode ramjet engine according to the present invention can obtain a ram combustion thrust and a scrambler thrust without a variable system in a single combustion space by performing such a function, thereby achieving a uniform fluid flow in the ramjet combustion chamber The combustion efficiency and the propulsion efficiency can be improved, and the length of the combustion chamber of the rocket can be reduced, so that the range of the rocket can be increased.

이상에서 설명한 본 발명은 전술한 실시 예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것이 아니고, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지로 치환, 변형 및 균등한 타 실시 예로의 변경이 가능함은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어서 명백할 것이다.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the spirit or scope of the invention. And will be apparent to those skilled in the art to which the invention pertains.

100 : 이중 모드 램 제트 엔진 110 : 덕트
111 : 공기 흡입구 112 : 노즐
113 : 유로 114 : 코어
115 : 격리기(isolator) 116 : 연료분사장치
117 : 점화기 120 : 연소실
121 : 스크램 제트 연소실 122 : 램 제트 연소실
130 : 화염안정기100: Dual mode ramjet engine 110: Duct
111: air inlet 112: nozzle
113: flow path 114: core
115: isolator 116: fuel injector
117: Igniter 120: Combustion chamber
121: Scramjet combustion chamber 122: Ramjet combustion chamber
130: Flame stabilizer

Claims

In a dual mode ramjet engine,
The other side is formed with a nozzle, and the inside of the nozzle has an annular shape and is formed in a coaxial shape so as to form a narrower flow path than the air inlet and nozzle. A duct formed with a core;
An isolator formed on an outer side of the duct to effect a change in flow characteristics of fluid in the flow path according to an operation mode such as a ram mode, a switching mode, and a supersonic mode, A fuel injection device;
A combustion chamber composed of a scramjet combustion chamber positioned coaxially on one side of the fuel injector of the duct and a ramjet combustion chamber located on one side of the scramjet combustion chamber;
A flame holder formed at one end of the scramjet combustion chamber, that is, at a portion of the flow path of the portion contacting the ramjet combustion chamber, and an igniter formed at one side of the nozzle; Wherein the dual-mode ramjet engine is a dual mode ramjet engine.

delete