• 한국추진공학회지
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• 제15권2호
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• pp.56-61
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• 2011

추력 75톤급 액체로켓엔진용 터보펌프 조립체 실물형에 대하여 정격 회전수에서 성능시험이 수행되었다. 실매질 대신 상사매질을 사용하였는데 산화제펌프에는 액체질소, 연료펌프에는 물, 터빈에는 고온 공기가 공급되었다. 시험 중 터보펌프는 안정적으로 운전되었으며 성능 요구조건을 만족시켰다. 운전 초기의 회전수 상승구간에서도 펌프의 양정계수와 유량계수는 일정하게 유지되었다. 터보펌프 단품 성능시험과 조립체 성능시험 결과를 비교할 때 펌프 양정계수와 터빈 효율이 두 종류의 성능시험에서 비교적 잘 일치하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.27-32
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• 2010

추력 75톤급 액체로켓엔진용 터보펌프 조립체 실물형에 대하여 정격 회전수에서 성능시험이 수행되었다. 실매질 대신 상사매질을 사용하였는데 산화제펌프에는 액체질소, 연료펌프에는 물, 터빈에는 고온 공기가 공급되었다. 시험 중 터보펌프는 안정적으로 운전되었으며 성능 요구조건을 만족시켰다. 운전 초기의 회전수 상승구간에서도 펌프의 양정계수와 유량계수는 일정하게 유지되었다. 터보펌프 단품성능시험과 조립체 성능시험 결과를 비교할 때 펌프 양정계수와 터빈 효율이 두 종류의 성능시험에서 비교적 잘 일치하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권12호
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• pp.997-1004
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• 2020

Synchropter는 서로 경사진 한 쌍의 회전날개가 동조 교차 회전하는 회전익 항공기의 일종으로 동축반전 헬리콥터와 마찬가지로 꼬리 회전날개를 제거할 수 있어서 효율적이며 간결한 형태의 비행체 구성이 가능하다. 드론 체계로서의 적합성을 검토하기 위하여 소형 Synchropter를 설계, 제작하여 비행시험을 수행하였다. 설계한 Synchropter는 로터 직경이 1.4m이며 중량이 7kg인 소형비행체로서 효율적으로 비행 특성을 확인하기 위하여 상용부품 기반으로 제작하였다. 비행 제어 시스템은 Open Architecture인 Pixhawk를 기반으로 구성하였으며, Sychropter 제어법칙을 PX4 펌웨어에 탑재할 수 있도록 개발하였다. 정성적 비행시험을 통해 Synchropter의 비행 특성을 분석하였으며, 분석 결과, 드론 체계로서의 활용 가능성을 파악할 수 있었다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제24권5호
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• pp.521-530
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• 2011

항공기 기체와의 체결부위가 많은 연료탱크는 체계연관성이 큰 대표적인 핵심 구성품 중의 하나로 다루어져 왔다. 회전익항공기에 광범위하게 적용되고 있는 내충격성 연료탱크는 항공기 추락 시 탑승자의 생존성 향상에 크게 기여하고 있다. 미육군에서는 항공기 추락 후 화재에 의한 인명손실을 원천적으로 방지하기 위해 군용 회전익기 역사의 초기 단계부터 연료탱크 고유의 내충격성에 관련된 군사규격을 제정하여 적용해 왔다. V-22 등의 잘 알려진 사례에 따르면 미군사규격(MIL-DTL-27422D)에서 요구하고 있는 연료탱크 충돌충격시험을 원활하게 통과하지 못하는 경우, 해당 연료탱크가 장착되는 항공기 자체의 개발일정에 심각한 지장을 초래한다. 연료탱크 충돌충격시험은 시편자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되므로, 설계 초기단계부터 충돌충격시험에 대한 일련의 수치적 모사(numerical simulation)를 통해 실물에 의한 시행착오의 가능성을 최소화해야 한다. 본 연구에서는 충돌모사 프로그램인 Autodyn을 이용하여 연료탱크 충돌충격시험에 대한 수치적 모사를 수행하였으며, 그 결과로 구해진 등가응력 및 내부압력 평가를 통해 회전익항공기용 연료탱크의 내충격 성능을 고려한 설계방향을 제시하였다.

• 한국산학기술학회:학술대회논문집
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• 한국산학기술학회 2012년도 춘계학술논문집 2부
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• pp.649-652
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• 2012

회전익항공기의 연료셀 내부는 연료보관 및 연료를 엔진으로 공급하기 위한 배관과 구성품들이 배치되어 있다. 특히, 기동헬기는 전장에서 사용되는 헬기로써, 수 km 고도에서 비행하는 고정익기보다 비행고도가 낮기 때문에 피탄될 가능성이 높다. 따라서, 항공기의 생존성을 극대화하기 위해서는 피탄시 유체내부 상승압력에 의한 내부 LRU 가 받는 영향성을 검토하여 설계되어야 함은 주지의 사실이다. 그러나, 내탄시험은 연료셀 자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되고, 실탄사용에 따른 시험수행의 제약 때문에 수치모사를 통한 관련 데이터의 확보가 필요하다. 이를 위해 본 연구에서는 유체-구조 수치모사 프로그램인 Autodyn을 이용하여 회전익항공기 연료셀의 내탄 수치모사를 수행하여, 피탄 후 연료셀 내부에서의 탄 거동을 분석하고 유체내부의 압력과 연료 셀 자체의 등가응력을 평가하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.240-243
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• 2008

회전식 연료 노즐의 분무특성을 알기 위해서 고속회전 시험장치를 이용하여 실험적 연구를 수행하였다. 시험장치는 연료공급장치, 고속 회전장치 그리고 아크릴 케이스로 구성되어있다. Injection orifice의 직경 및 개수를 변화시켜가며 분무실험을 수행하였다. 액적의 크기 및 속도는 PDPA(Phase Doppler Particle Analyzer)시스템을 이용하여 측정하였다. 실험결과로부터 Injection orifice의 직경 및 개수변화에 따른 회전식 노즐의 분무특성을 이해 할 수 있었다.

• 한국산학기술학회:학술대회논문집
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• 한국산학기술학회 2010년도 춘계학술발표논문집 2부
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• pp.1173-1176
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• 2010

회전익 항공기의 연료탱크는 피탄으로 인해 연료 누유시 발생할 수 있는 화염으로부터 기체와 승무원의 생존성을 높이기 위하여 연료누설을 차단하는 자기밀폐 기능이 필수적으로 요구된다. 자기밀폐 기능은 내부에 적층된 자기밀폐 소재가 누설되는 연료와 화학반응을 일으켜 급속히 팽창됨으로써 피탄부를 막아, 연료누설을 차단하는 역할을 한다. 본 연구는 미군사규격(MIL-DTL-27422D) 기준으로 국내에서 제작 및 수행한 회전익 항공기의 연료탱크 자기밀폐 성능시험 평가 결과를 제시한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.424-426
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• 2008

초소형 가스터빈에 사용되는 소형 고속 구름베어링의 연료윤활 특성을 실험적으로 조사하였다. 윤활유로는 항공용 가스터빈에서 사용되는 MIL-PRF-7808 터빈오일과 항공용 가스터빈의 추진연료로 사용되는 JP-8 연료를 사용하여 운용특성을 비교하였고, 시험용 베어링으로는 내경 17 mm의 깊은 홈(deep groove) ball bearing과 내경 20 mm의 원통형(cylindrical) roller bearing을 사용하였다. 베어링의 연료윤활에 따른 특성을 비교하기 위하여 오일 및 연료를 공급하며 고속베어링 시험을 수행할 수 있는 시험 장치를 개발하여 하중, 냉각공기 온도, 윤활유량 및 회전속도를 변화시키면서 시험을 수행하였다. 30,000 rpm에서 70,000 rpm까지 회전속도를 변화시키면서 시험한 결과 깊은 홈 볼베어링은 축하중과 회전속도가 증가하는 경우 베어링 케이지에 마모가 발생하였으며 마모상태는 오일윤활보다 연료윤활시 마모가 더 많이 발생하였고 본 베어링의 속도한계인 59,000 rpm까지는 연료 윤활로 운용이 가능하다는 것을 확인할 수 있었다. 연료윤활의 경우가 오일윤활의 경우보다 베어링 온도가 더 낮은 것을 알 수 있었는데 이는 베어링의 냉각특성이 연료윤활인 경우가 오일윤활의 경우보다 더 좋기 때문이라 판단된다. 본 실험을 통하여 소형 항공용 가스터빈의 주축 베어링 윤활방식으로 연료윤활 방식이 적용 가능함을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.40-45
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• 2005

현재까지 적용되고 있는 추력제어 장치로는 크게 노즐의 확대부에 장착되어 화염의 방향을 조종하는 제트베인(jet vane), 제트탭(jet tab)방식과 노즐자체를 회전하는 방식인 볼/소켓형(ball & socket) 노즐, 플렉시블 씰형 (flexible seal)노즐로 구분된다. 본 연구는 노즐자체를 회전하여 추력방향을 제어하는 볼/소켓형(ball & socket) 노즐이 회전할 경우 발생되는 유입부의 비대칭성이 노즐 성능에 미치는 영향을 예측하기 위하여 수행한 3차원 수치해석결과와 공압시험 결과를 수록하였다. 유동해석 결과 유입부의 비대칭성이 유동에 미치는 영향은 노즐 목까지 점차적으로 줄어들고 하류 유동에 미치는 영향이 미비하였으며 해석된 주 추력의 크기는 시험에서 측정된 추력과 비슷한 경향을 나타내었으나 측 추력의 경우 시험 값보다 낮게 나타났다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권1호
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• pp.22-29
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• 2000

본 연구에서는 750㎾급 수평축 풍력발전용 복합재 회전날개를 설계, 제작하여 구조시험을 수행하였다. 시험시 발생된 후연부위의 국부좌굴과 날개 끝 부위에서 과도하게 증가하는 처짐문제를 해결하기 위하여 개선설계를 수행하였다. 설계개선 내용으로는 스파의 두께를 점차적으로 변화시켜 과도한 처짐을 감소시켰으며, 웨브의 길이를 연장하여 국부좌굴현상을 방지하도록 하였다 개선설계결과는 유한요소해석을 수행하였으며 회전날개 구조의 안전성 및 안정성이 확인되었다.