• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.9-9
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• 2000

우주추진기관의 모든 부품은 생산 시 규정된 절차를 거쳐서 작동의 이상유무를 확인하는 시험을 거친다. 우주추진기관은 특별한 경우를 제외하고는 실 비행 상태에서 시험하기가 어렵거나 불편하기 때문에 지상에서 시험을 수행하여 성능 및 안정성 등을 확인하게 된다. 지상연소시험을 수행하기 위해서는 비행용 엔진을 대상으로 엔진 메니폴드에 비행 시와 같은 조건의 추진제가 공급될 수 있게 해줘야 한다. 기존에 시험장이 이미 구축되어 있는 경우 엔진의 운용조건에 맞추어 엔진에 맞게 엔진과 시험설비 연결부분이 수정되게 된다.(중략)

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.5-5
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• 1999

3단형 과학로켓(KSR-III)의 기본형 및 응용형에 공통으로 사용되는 주엔진은 액체산소를 산화제로, 케로신을 연료로 사용하는 액체추진기관이다. 엔진 기본설계를 통하여 로켓 임무 요구사항에 부합되도록 엔진 각 부분의 기본제원을 설정하였고, 엔진의 형상을 결정하였다. 설계된 엔진의 성능검증 작업은 분사시험용 엔진, 축소형 엔진, 엔지니어링 모델 및 비행시험모델의 설계/제작/시험을 통하여 순차적으로 수행할 계획이다. 본 연구는 3단형 과학로켓 엔진의 기본설계 및 성능검증 계획에 관한 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.17-17
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• 2000

초음속 비행체 및 극음속 성층권 비행체용 추진기관으로의 사용이 검토되고 있는 차세대 추진기관들을 산화제 공급방식에 따라 공기흡입 엔진, 로켓 엔진 및 복합사이클 엔진으로 분류하여 엔진의 구성방식 및 추진특성들을 기술하였다. 공기흡입 엔진은 저고도에서의 성능이 우수하고 재사용이 가능 하지만 공기 밀도가 낮은 고 고도 영역에서의 성능이 좋지 않으며 로켓 엔진은 넓은 고도영역에서 사용이 가능한 반면 낮은 비추력 및 고비용 발사체계 등과 같은 단점들을 가지고 있다.(중략)

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1995년도 제5회 학술강연회논문집
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• pp.107-114
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• 1995

최근 개발 중이거나 개발 예정인 항공기용 가스터빈의 종류, 현황 및 적용 기술 등을 설명하였다. 가스터빈은 군용. 민간용으로 임무 또는 목적에 따라 특성화된 엔진으로 발전되고 있으며 이러한 추세에 따라 복합사이클 엔진, 고속터보프롭엔진, 프롭팬엔진, 덕트 없는 팬엔진(UDF). 초고바이패스(VHPR)엔진, 열재생엔진 및 V/STOL용엔진 등에 대한 개발현황 및 각 주요구성품의 최신요소기술들이 설명되었다. 또한 우리나라 항공용 가스 터빈 엔진 개발 기술의 현황과 발전방향에 대해 간략히 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제12회 학술강연회논문집
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• pp.5-5
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• 1999

액체추진 로켓엔진의 개발과정에서 고주파 연소불안정은 엔진의 비행 안정성 및 성능의 보장을 위해 반드시 고려해야 하는 중요한 인자이다. 특히 액체추진 로켓엔진에 사용되는 다양한 추진제 조합 중 LOX/RP-1은 그 성능, 가용성, 경제성 등의 측면에서 우수한 추진제이지만 F-1 엔진의 개발과정에서와 같이 여타 추진제 조합에 비해 고주파 연소불안정 특성이 강하게 나타난다. 액체추진 로켓엔진의 음향불안정 특성 예측을 위해 다양한 방법이 제시되어 왔다. 그 중 n-$\tau$ 2 매개변수 법은 연소불안정 특성 예측에 실험적 고찰을 통한 간단한 연소모델을 포함하는 것으로 신속한 결과를 얻을 수 있다는 장점 때문에 엔진의 예비설계 및 본 설계과정에서 인정성 측면의 분석을 위해 널리 사용되고 있고 기존의 엔진 개발과정을 통해 그 신뢰성이 검증되어 왔다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 1993년도 춘계학술대회논문집; 한국과학연구소, 21 May 1993
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• pp.80-85
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• 1993

본 논문에서는 디젤 엔진의 탄성지지계에 작용하는 엔진 기진력에 대하여 검토하고, 탄성지지계의 진동 양상과 탄성지지를 통하여 선체로 전달되는 힘 을 계산하는 과정을 정식화하였다. 또한 이 결과를 고무형 탄성지지를 갖는 선박 추진용 디젤엔진과 발전기용 디젤엔진에 적용하여 탄성지지계의 자유 진동과 강제진동 해석을 수행하고 발전기용 디젤엔진의 탄성지지계에 대해 서는 계측을 행하여 계산 결과와의 비교 검토를 행하고자 한다.

• 한국마린엔지니어링학회:학술대회논문집
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• 한국마린엔지니어링학회 2005년도 후기학술대회논문집
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• pp.11-12
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• 2005

BMS & Governor System은 선박용 추진 기관으로 사용되는 저속 디젤 엔진의 원격 운전 및 제어를 담당하는 시스템으로 선박 추진과 엔진 제어에 필수적인 중요 구성 요소이며, 조선 기자재관련 고부가가치 산업의 한 부분이다. 그러나 조선관련 산업에 있어서 세계 최강국의 위상에 걸맞지 않게 국내에는 BMS & Governor System의 독자 모델이 없는 실정이고, 유럽이나 일본의 제품으로 전량 수입에 의존하고 있는 상황이다. 이에 선박 추진용 저속 디젤 엔진을 위한 제어 시스템의 관련 기술을 연구하여, SEA-CAPS를 개발하였다. 본 연구에서는 BMS & Governor System에 대한 개요와 SEA-CAPS의 개발 내용, 그리고 환경 및 성능 시험에 관한 내용을 언급하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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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.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.50-60
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• 2015

인공위성의 추진시스템은 위성이 발사체로부터 분리된 후 최종 궤도로 도달할 때까지 궤도를 이동하는데 필요한 추력을 제공한다. 또한 임무궤도에서는 궤도 유지와 자세제어를 위한 펄스 모멘트를 발생하는 역할을 한다. 본 연구에서는 향후 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진을 국내에서 개발시 관련 연구에 필요한 규격을 도출하기 위한 목적으로서 모노메틸하이드라진과 하이드라진을 연료로, 사산화이질소 산화제를 이용하는 인공위성용 이원추진제 로켓엔진에 대한 현재 개발동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.57-58
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• 2002

램제트는 다른 여러 추진시스템에 비하여 획기적으로 증가된 사거리를 가지므로 가용범위의 확대는 물론, 목표물 타격 시 높은 명중률과 낮은 격추율을 가지는 효과적인 추진 시스템이다. 램제트 엔진을 장착한 미사일로는 프랑스의 Griffon, ASMP, 미국의 Bomarc, Talos, 영국의 Bloodhound, Sea dart, 소련의 SA4, SA6 등을 비롯하여 많은 종류가 개발되어 실전 배치되었다. 근래 들어 램제트는 군사전략과 전술적인 목적 이외에도 민간용으로도 그 실용성이 강조되고 있어 그 중요성은 날로 더할 것으로 예측된다. 램제트는 일반적인 공기흡입식 엔진과는 달리 엔진 내부에 기계적으로 구동되는 부분이 없이 충격파를 통과하면서 공기의 압력이 높아지는 현상인 램압축 현상을 이용하여 공기를 압축하게 되므로 엔진의 구조가 간단하고, 상대적으로 높은 비추력과 추력/중량비를 가진다. 램제트는 정지 상태에서는 작동되지 않으며 사용 가능한 최소의 압력비를 줄 수 있는 비행 마하수에 도달해야 램제트가 작동하게 된다. 따라서 이러한 비행속도를 줄 수 있는 별도의 추진장치가 필요하게 되는데 이와 같은 보조 추진장치로 부스터를 사용한다. 부스터가 엔진의 내부에 장착된 램제트를 일제형 램제트 (IRR: integral Rocket Ramjet)라 부르며, 현대의 전략미사일과 민간용 초음속 항공기의 엔진에 도입되어 활발한 연구가 진행 중이다. 램압력을 이용하여 압축하므로 램제트의 설계시 설계점 비행 속도에서 전압력 손실이 최소가 되도록 설계되어야 하며, 이를 실험이나 수치해석을 통해 확인하여야 한다.