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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술저널
- 저자정보
- 발행연도
- 2007.2
- 수록면
- 109 - 115 (7page)
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Airframe-integrated Scramjet engines of NASA Langley type consist of a compressor, a combustion chamber and a nozzle. When some disturbances occur in one module of the engine, its influences are propagated to other modules. In this study, it is investigated numerically how shock waves were caused by thermal choking in one module propagate upstream and how they influence adjacent modules. The calculations are carried out in 2-dimensional supersonic viscous flow model using explicit TVD scheme in generalized coordinates. The adverse pressure gradient caused by heat addition brings about separation of the wall boundary layers and formation of the oblique shock wave that proceed to upstream. This moving shock wave formed one module blocks the flow coming into the adjacent modules, which makes the modules unstarted.
목차
Abstract
1. 서론
2. 계산 방법
3. 결과 및 고찰
4. 결론
후기
참고문헌
참고문헌 (13)
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White, M. E., Drummond, J. P. and Kumar, A., 1987, "Evolution and Application of CFD Techniques for Scramjet Engine Analysis," Journal of Propulsion and Power, Vol. 3, No. 5, pp. 423~439.
Heiser, W. H. and Pratt, D. T., 1994, "Hypersonic Airbreathing Propulsion," AIAA Education Series, Washington, D. C., pp. 76~86.
Heiser, W. H., McClure, W. B. and Wood, C. W., 1994, "Simulating Heat Addition via Mass Addition in Constant Area Compressible Flows," AIAA Journal, Vol. 33, No. 1, pp. 167~171.
Onodera, T. and Kaji, S., 1994, "2-Dimensional Numerical Analysis of the Interacting Between Scramjet Engine Modules," Journal of The Japan Society for Aeronautical and Space Science, Vol. 42, No. 480, pp. 53~59.
Yoon, Y., Donbar, J. M., Huh, H. and Driscoll, J. F., 1996, "Measured Supersonic Flame Properties: Heat-Release Patterns, Pressure losses, Thermal Choking Limits," Journal of Propulsion and Power, Vol. 12, No. 4, pp. 718~723.
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