• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.2
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• pp.186-198
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• 2003

Small sized engine test stand has been built up and modified to measure the engine performance for 15g class small UAV propulsion systems. An engine performance standard test stand was developed in order to validate the prediction performance and to shoot trobles. The performance data were measured and analyzed for the newly developed gasoline engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.344-347
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• 2011

This paper presents qualification process of the T700/701K turbo-shaft engine for Korean Utility Helicopter(KUH). The T700/701K is the rear-drive variant of the GE's T700-701C/D engine which was qualified for military applications in the world. The main scope of the development is the modification from a front-drive engine to a rear-drive one, the performance enhancement of the power turbine and the incorporation of two channel FADEC(Full Authority Digital Engine Control) system for more reliable operation. Therefore, T700/701K engine must be qualified by Korean government in order to perform a flight in the country. Reflecting the influence of developing scope, the main requirements including performance and control are verified by test and analysis, while the requirement for module or component that is same to that of T700-701C/D are verified by similarity.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.12-12
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• 1998

국제 공동 가스터빈 엔진 개발 프로그램인 ASE120 사업은 항공기용 터보팬 엔진을 Low Emission 산업용 엔진으로의 개조사업으로서 현대우주항공, AlliedSignal, AIDC(대만), SPHT(대만) 등이 참여하고 있다. 본 사업을 통한 주요 개조 부품인 연소기의 경우, 산업용 엔진의 특성상 장시간의 수명이 보장되어야 하고 Dry Low NOx 연소실 형태로 배기가스 규제의 요구조건을 만족하여야 하므로 일반 항공기용 연소기와 구조적으로 첨예한 변화가 발생하여 구조 및 수명해석을 통한 구조적 안전성과 요구 수명에 대한 평가가 절대적으로 요구되었다. 당 엔진의 요구수명은 30년으로 cold section part의 경우 180,000시간, hot section의 경우 90,000시간의 수명을 목표로 개발되었으며, 연소기 최적설계를 위해 구조/수명 해석결과가 개발과정 중 설계에 지속적으로 반영되어 추진되었다. 연소기의 구조해석은 해석용 tool로서 ANSYS53을 활용하였고 수명예측은 AlliedSignal사의 Material Database 및 Inconel사 재질 data를 근간으로 수행하였다.

• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.8 no.1 s.20
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• pp.49-55
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• 2005

Due to small and light mission payloads, subsystems and propulsion system, small sized UAVs come to be available for reconnaissance that have been performed by aircraft and huge UAVs. The objective of this study is to develop an efficient propulsion system for small reconnaissance UAVs. A glow engine was modified for an efficient and robust 4-stroke gasoline engine with carburetor, new electronic control unit and lubrication system. Engine modification technique and small engine performance test stand are capable of economical method for military UAVs.

• LP가스
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• s.110
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• pp.57-63
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• 2007

• Journal of the Korean Institute of Gas
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• v.11 no.4
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• pp.54-58
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• 2007

The trailers with electronically controlled diesel engine was converted to dual fuel engine system. To estimate economical efficiency, test vehicles have been operated on a certain driving route repeatedly. Fuel economy, mximum driving distance per refueling and driveability are examined on the road including a free way. Developed vehicle can be operated over 500 km with dual Hel and shows 85% of diesel substitution ratio. Driveability is similar with but passing acceleration. It will be improved by calibration process. Test engine was set up for investigating power output, thermal efficiency and emission. ND 13-mode tests were performed for the test cycle. The emission result of dual fuel meets K2006 regulation and the engine performance of dual fuel engine was equivalent to the performance of diesel engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.2-2
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• 1998

현대우주항공(주)가 미국의 AlliedSignal사와 함께 국제 공동 개발중인 10MW급의 ASE120 엔진은 항공용 엔진을 산업용으로 개조한 개조형 엔진으로서 희박 예혼합 예기화(Lean Premix prevaporization) 방식의 연소기를 쓰고 있다. 이 연소기는 연소에 관여하는 공기량을 부하에 따라 가감하여 일정 공연비를 유지하는 air staging법을 사용하고 있으며 이로써 연소화염온도를 일정치로 조절하여 연소중 생성되는 유해가스의 양을 목표치 이하로 제어한다. 연소화염온도 설계치는 2912$^{\circ}$F이며 배기가스 발생량은 NOx, CO모두 궁극적으로 10ppmv 이하를 목표로 하고 있다. 이러한 건식 저 배기가스(Dry Low Emission) 연소기가 그 역할을 다하기 위하여는 양호한 혼합기를 확보하는 것이 선결 문제이다. 본 연구소에서는 두 개의 혼합기(mixing can)가 180$^{\circ}$ 간격으로 환형 연소기(annular type)에 접선 방향으로 설치되어 대칭을 이루고 있고 혼합기의 혼합성능을 측정하기 위하여 제작된 시험장치에는 하나의 혼합기만을 쓰고 있다.

• Journal of the KSME
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• v.32 no.7
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• pp.581-587
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• 1992

가스터빈 엔진의 설계는 압축기와 터빈의 효율 이외에도 여러 가지 현실적인 요소가 커다란 영 향을 미치므로 이러한 것들이 설계시에 고려되어야 하며 기존의 기술수준과 부품을 가능한 한 활용하는 것이 현명하다. 특히 산업용 터빈의 개발을 위한 시제 엔진 설계시에는 이러한 접근 방법이 현실적으로 성공 가능성이 크다. 예를 들어서, 기술축적과 연구를 위해서 산업용 엔진을 개발하고자 할 때에 엔진 전부를 설계하는 것보다는 구하기가 용이한 기존의 소형 항공기 엔진의 가스발생기 부분 (압축기, 연소기, 압축기 터빈으로 구성된 부분)을 개조하여 활용하고 동력터 빈과 동력전달 부분만을 자체 설계하여 결합시켜서 개발한다든가 하는 것이 효과적일 것이다.

• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.8 no.2
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• pp.13-21
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• 1986

점차 엄격해지는 요구조건을 만족시켜 주기 위해서는 승용차용 엔진의 실제특성과 운전특성을 지 배하는 설계변수의 조절은 불가피하며, 그중에서도 엔진의 핵심부인 연소질의 설계는 가장 중요 하다. 부분 부하에서의 SI기관의 연료경제성을 향상시키는 가장 좋은 방법이 압축비를 상승시 키는 것이므로, 앞으로의 여소실은 고압축비에서도 옥탄가가 높은 연료를 요구하는 성향을 낮 추는 특성을 갖고 있어야 한다. 새로운 엔진의 향상을 최적화하기 위하여는 quench area의 크 기와 위치 그리고 적절한 quench distance의 성질이 중요하며, 또한 연소실의 소형화, 스파크 플러크의 위치, 표면적/체적의 비 그리고 화염전파거리등도 고려에 넣어야 한다. 승용차용 엔진의 요구조건은 연소실을 피스톤 크라운에 위치시키는 용이한 방법을 통하여 해결될 수 있으며, 이 러한 형상의 연소실은 실린더 헤드에 장치한 연소실과 비교하여 다음과 같은 장점을 갖고 있다. - 스파크 플러그 주변에 연소실을 배치하기 쉽다. - 연소실 내에 quench area의 설정이 자유롭다. - 연소실 layout의 개조없이 압축비의 설정이 자유롭다. - 연소실의 조합이 간단하다. - 실린더벽으로의 열손실이 감소되어 열효율이 증대된다. - 공연비의 희박가능한계가 크다. - EGR성능이 향상되어 NOx 의 배출과 연료소비율이 감소된다. - 필요하다면 연소실실 또는 직접분사식 Diesel 기관으로서의 개조가 간단하다. 만약 생산단가가 크게 상승하지 않는다면, NOx의 배출과 연료소비율이 작으면서도, 비출력이 큰 4-밸브 연소실이 실용화 될 전망이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.4
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• pp.79-84
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• 2011

This paper presents development activities of the T700/701K turbo-shaft engine for Korean Utility Helicopter(KUH). The T700/701K is the first rear-drive variant of the GE's T700 engine which is proven for military applications in the world. The main workscope of the development includes a modification from a front-drive engine to a rear-drive one, an performance enhancement of the power turbine and an incorporation of two channel FADEC(Full Authority Digital Engine Control) system for more reliable operation. The first engine run for development and qualification test was successfully completed in 2008. Since the PFRT(Preliminary Flight Rating Test) has been completed, the first flight of the engine installed in the first prototype of KUH has been successfully demonstrated in March, 2010 and the engine installation compatibility tests are being carried out during KUH flight test. The test and evaluation for qualification has been done except for the low cycle fatigue test up to date.