• Aerospace Industry
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• v.18
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• pp.13-19
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• 1994

전후 일본은 YS-11이라는 최초의 일본산 여객기를 만들어 여러나라에 판매한 실적이 있으나 중단했고 다시 YS-X라는 차세대 여객기 개발에 착수한 사실을 지난 6월호에 소개한 바 있으나 이 계획이 중단되었다는 설이 도는 것과 아울러 보잉사의 B-767, B-777 개발에 성공적으로 참여하고 다시 V-2500이라는 제트항공기 엔진의 공동개발을 추진중에 있어 우리에게는 결코 타산지석이 될수 없어 일본업계의 국제 공동개발현황을 요약해 보았다.

• Defense and Technology
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• no.10 s.260
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• pp.28-43
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• 2000

기술진보와 불확실성이 방산 시장의 두드러진 특징이다. 군이 요구되는 무기와 장비는 신속히 변화하는 고가의 첨단기술에 의존함으로써 방위산업은 지속적인 대규모 기술개발투자를 요구하며 비용 및 성능요건 등에 관한 불확실성에 의해 지배된다. 예컨대 제트엔진, 미사일, 전자, 헬기 등 새로운 생산물을 탄생시킨 방산 분야의 기술진보는 민수품 생산기술을 크게 진보시켰으며 기업들에게 R&D를 강조하면서 새로운 개발 및 생산시설 투자를 요구하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.3 no.4
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• pp.67-74
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• 1999

Problems created by supersonic jet impinging on solid objects or ground arise in a variety of situations. For example multi-stage rocket separation, deep-space docking, V/STOL aircraft, jet-engine exhaust, gas-turbine blade, terrestrial rocket launch, and so on. These impinging jet flows generally contain a complex structures. (mixed subsonic and supersonic regions, interacting shocks and expansion waves, regions of turbulent shear layer) This paper describes experimental works on the phenomena (surface pressure distribution, flow visualization) when underexpanded supersonic jets impinge on the perpendicular, inclined plate using a supersonic cold-(low system. The used supersonic nozzle is convergent-divergent type, exit Mach number 2, The maximum on the plate when it was inclined was much larger than perpendicular plate, owing to high pressure recoveries through multiple shocks. Surface pressure distribution as to underexpanded ratio showed similar patterns together.

• The Journal of Korean Institute of Electromagnetic Engineering and Science
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• v.20 no.8
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• pp.791-796
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• 2009

A hybrid iterative physical optics-method of moments(IPO-MoM) technique is presented for the analysis of jet engine structures which are both electrically large and complex. In this technique, the IPO method is used to analyze smooth inlet region and the MoM method is used to analyze electrically complex region inclusive of blades and hub. It is efficient and accurate by virtue of combining the respective merits of both methods. Numerical results are presented and validated through comparison with Mode-FDTD and measured results.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2005.11a
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• pp.121-131
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• 2005

For thrust motion of high speed underwater torpedo the special hydro reactive fuels that burns in vapor water and water supply from aboard is used. The main component of this hydro reactive fuel is the powder of active metal (Mg, Al) that can burn in water vapor with large heat generation in the rocket combustion chamber. The thermodynamic analysis of combustion properties of the burning of the particles of these active metal in the vapor water have been carried out. The conception for the possible content variants of the hydro reactive fuels have been discussed using the geometrical and thermodynamic combustion conditions with the basic recommendation for contents of designed hydro reactive fuels in future.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.579-583
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• 2011

The component based propulsion modeling and simulation of an air-breathing engine such as ramjet and scramjet is studied. The simulation model has been realized considering the characteristics of the air-breathing engine which is composed of air intake, combustor and nozzle including engine controller and fuel supply system. To estimate the engine performance and to verify the engine controller, real time based Hardware in the Loop System simulating actual environment is constructed.

• Journal of the Korea Convergence Society
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• v.6 no.6
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• pp.279-284
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• 2015

The vibration happened at the revolution movement of driving shaft driven with the thrust of airplane affects the great influence on the life of the shaft. And a great loss of life is caused when the fatigue damage is occurred at the driving shaft during revolution. The chattering is occurred at the driving shaft placed at the various revolution due to the aviation environment. Therefore, the part of the driving shaft concerned about the fatigue damage is grasped through the analysis study in this paper. So, the durability to prevent damage can be improved and it is possible to be grafted onto the convergence technique on the basis of a recent safe design and show the esthetic sense.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.2 no.2
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• pp.153-174
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• 1985

The one of critical factor in gas turbine engine performance is high turbine inlet gas temperature. Therefore, the turbine rotor has so many problems which must be considered such as the turbine blade cooling, thermal stress of turbine disk due to severe temperature gradient, turbine rotor tip clearance, under the high operating temperature. The purpose of this study is to provider the temperature distribution and heat flux in turbine disk which is required to considered premensioned problem by the Finite Difference Method and the Finite Element Methods on the steady state condition. In this study, the optimum aspect ratio of turbine disk was analysed for various heat conductivity of turbine disk material by Finite Difference Method, and the effect of laminating method with high conductivity materials to disk thickness direction by Finite Element Methods in order to cool the disk. The laminating method with high conductivity material on the side of the disk is effective.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.26-26
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• 1998

우주항공 산업에 대한 관심 증가에 따라 지상에서 많은 연소시험을 시행하고 있으나, 소음 발생문제에 부딪혀 어려움을 겪고 있는 실정이다. 따라서 초보적 단계이기는 하나, 액체로켓 엔진의 추력 손실을 최소화시키고 최대한 제트 소음을 크게 줄일 수 있는 소음기를 연구, 개발하고 있다. 본 연구에서는 제트소음에 대한 기초연구를 수행하여 물분사형 소음기를 설계 및 제작하였고, 물분사량과 소음기의 기하학적형상이 소음 특성에 미치는 영향을 연구하였다. 본 실험범위에서 연구의 결과는 다음과 같다. 1. 동일한 물 분사량 조건에서, 소음기 길이가 노즐출구 직경의 10배 모델 보다 30배 모델이 9dbl 정도 감음효과를 보였다. 2. 불 분사량이 증가함에 따라 소음레벨은 감소하였고, 30배 모델의 경우 불분사량이 배기가스의 10-12배 조건에서는 소음레벨을 91dbl까지 줄일 수 있었다. 3. 상기조건(소음레벨 91dbl)에 확장관을 부착함으로써, 소음레벨을 약 86dbl까지 줄일 수 있었다. 4. 본 형태의 물분사방식을 채택할 경우 고온배기가스로 인한 소음기의 파손을 방지하기 위해서 반드시 막냉각장치의 설치가 요구된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.8-8
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• 1999

로켓 엔진 설계는 연소 과정 동안에 발생하는 모든 복잡한 현상을 고려하여 이루어져야하지만 이러한 물리적 변수들을 만족시키면서 설계를 하는 것은 불가능하기 때문에 최근 수치 해석의 발달로 내부 연소 과정에 대환 체계적 접근이 활발히 진행되고는 있으나 아직은 경험과 직관에 따라 각 변수의 중요성을 판단하고 있다고 해도 과언은 아니다. 최근 RP-1과 액체 산소를 추진제로 하는 연소실 압력 200psi, 최대 추력 2.8$\times$$10^{5}$lbf의 액체 엔진 개발을 목표로 본 연구팀은 분사기용 소형 엔진(연소실 압력 200psi, 추력 350lbf) 실험을 시점으로 단계적으로 추력을 증가시키면서 단열재의 삭마 실험과 연소 불안정성을 위한 실험을 준비하고 있다. 첫걸음으로서 135$^{\circ}C$로 FOOF형의 비동류형(unlike) 충돌 제트로 구성되는 3개의 인젝터가 배열된 분사기 시험용 엔진에 관한 실험을 수행 중에 있으나 상대적으로 매우 간단한 엔진임에도 불구하고 실험적으로 내부 연소 과정을 정확히 이해하는 것도 현재로서는 여전히 용이하지 않다.다.