• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권3호
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• pp.576-586
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• 2019

파리협정 및 ICAO CORSIA 시행으로 우리나라의 온실가스 의무감축목표가 강화된 만큼 국내선과 국제선의 항공기에서 배출되는 배출량 감축을 위한 항공사들의 전략적 대응은 절실해 보인다. 본 논문은 국내 항공운송산업에서 항공사들이 온실가스 배출량 감축을 위하여 다양한 노력을 기울임에도 불구하고 어떠한 제도적 문제점을 갖고 있는지 살펴보고, 향후 어떠한 방향으로 나아가야 하는지에 대해 논의하였다. 분석결과 첫째, 국내항공사들은 지난 3년간 배출량은 약 551만 KAU였던 반면 할당량은 약 485만 KAU에 불과하여 실제 할당량 대비 약 116% 온실가스가 배출되었고 이로 인해 국내 항공사들에는 약 107억 원의 추가 비용 부담이 발생하는 결과가 초래되었다. 둘째, 항공사들은 국내선뿐만 아니라 국제선 노선에서도 할당량 과부족에 따라 초과 배출량을 상쇄시키기 위해 초과할당량 유상 구매가 증가하게 되어 항공사의 추가비용 부담이 불가피한 전망이다. 셋째, 항공사들은 배출권거래제에 따른 전략적 대응으로 대규모 투자를 통한 친환경 고효율 항공기의 조기도입을 검토 중이나 천문학적인 비용이 투입되기 때문에 장기투자의 관점에서 점진적으로 추진할 수밖에 없다. 또한 항공사들은 엔진 세척, ULD 및 카트 경량화, 플랩 사용 확대 및 APU 사용 억제 등의 전략적 대응방안들을 적극 시행하고 있지만 단기적으로는 감축 여력이 극히 제한적인 것으로 나타났다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권1호
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• pp.62-67
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• 2020

유럽항공안전청에서는 항공기 엔진의 형식증명을 위한 감항기준으로 CS-E (Certification Specification-Engine)를 적용하고 있다. 본 감항기준에 따라 형식증명을 받기 위한 입증 항목 중에 하나는 엔진제작사(형식증명소지자)가 창정비 주기 내에 엔진의 감항성을 유지할 수 있음을 입증하는 것이다. 이에 대한 입증방법으로 엔진의 창정비 주기에서 엔진 임무 거동을 가속하여 시험할 수 있는 가속임무시험이 가장 많이 사용된다. 국내 소형민수헬기 프로그램의 일환으로 개발되는 엔진은 유럽항공안전청의 형식증명 획득을 목표로 국제 공동 개발 중에 있다. 본 연구에서는 이 엔진의 형식증명을 위해 국외 원제작사와 협력 하에 수행되는 가속임무시험에 대한 시험절차를 수립하고, 감항기준 CS-E의 해당 요건과 개발 대상 엔진의 설계 및 운용 특성을 고려한 가속임무시험 사이클을 정립하였다.

• Tribology and Lubricants
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• 제34권1호
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• pp.33-41
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• 2018

This paper describes a new test rig for identification of rotordynamic force coefficients of squeeze film dampers (SFDs) in automotive turbochargers (TCs). Prior studies have mainly concentrated on relatively large-sized SFDs used in aircraft engines, turbocompressors, and turbopumps. The main objective of the current study is to propose a test rig for identification of dynamic force coefficients of small-sized SFDs (a journal diameter of ~11 mm). The current test rig consists of a journal, a SFD cartridge, four support rods, an upper structure, a data acquisition (DAQ) system, and an oil circulation unit. The annular gaps between the journal outer surface and SFD cartridge inner surface create SFD film lands. The damper has two parallel film lands separated by a central groove, having an axial length and depth of 3 mm. Each film land has a length of 4 mm with a $40{\mu}m$ radial clearance. The static load and dynamic impact tests identify the structural characteristics (i.e., stiffness and natural frequency) of the journal and assembled test rig. The measurements show good agreement with predictions. The SFD performance data from this test rig will be used to develop innovative TC rotor systems with improved NVH and reliability characteristics incorporating advanced SFD technology.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.250-257
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• 2007

항공기용 엔진은 설계 개발 단계에서 성능, 신뢰성, 안정성, 수명을 판단하는 시험에 엄청난 시간과 비용이 든다. 가상 엔진의 "Numerical Test Cell" 시험은 다분야 연계 해석을 통하여 하드웨어의 개발에 필요한 시간과 비용을 줄일 수 있다. 본 논문에서는 미국과 유럽에서의 전체 엔진 시뮬레이션 프로그램의 개발 활동을 소개한다. 미국의 NASA Glenn 연구소는 기존의 코드들을 결합하고 기능을 개선하여 NPSS를 개발하는 연구를 이끌고 있으며, 유럽에서는 대학, 연구소, 기업체로 구성된 VIVACE 컨소시움이 각 기관의 프로그램을 통합하여 PROOSIS를 개발하고 있다. 아울러 현재의 상황에 대한 고찰을 통하여 국내 개발의 가능성을 살펴보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.75-78
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• 2004

Various jet engines (Turbine engine family and RAM Jet engine) have been developed for high speed aircrafts. but their application to hypersonic flight is restricted by principle problems such as increase of total pressure loss and thermal stress. Therefore, the development of next generation propulsion system for hypersonic aircraft is a very important subject in the aerospace engineering field, SCRAM Jet engine based on a key technology, Supersonic Combustion. is supposed as the best choice for the hypersonic flight. Since Supersonic Combustion requires both rapid ignition and stable flame holding within supersonic air stream, much attention have to be given on the mixing state between air stream and fuel flow. However. the wider diffusion of fuel is expected with less total pressure loss in the supersonic air stream. So. in this study the direction of fuel injection is inclined 30 degree to downstream and the total pressure of jet is controlled for lower penetration height than thickness of boundary layer. Under these flow configuration both streams, fuel and supersonic air stream, would not mix enough. To spread fuel wider into supersonic air an aerodynamic force, baroclinic torque, is adopted. Baroclinic torque is generated by a spatial misalignment between pressure gradient (shock wave plane) and density gradient (mixing layer). A wedge is installed in downstream of injector orifice to induce an oblique shock. The schlieren optical visualization from side transparent wall and the total pressure measurement at exit cross section of combustor estimate how mixing is enhanced by the incidence of shock wave into supersonic boundary layer composed by fuel and air. In this study non-combustionable helium gas is injected with total pressure 0.66㎫ instead of flammable fuel to clarify mixing process. Mach number 1.8. total pressure O.5㎫, total temperature 288K are set up for supersonic air stream.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.889-891
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• 2017

유상하중 수십 kg 수준의 무인기는 소형 왕복동 엔진이나 로터리 엔진을 사용하나 이들은 초기 구매 비용이 작다는 장점에 비해 운용 및 유지비용이 크다. 특히 소음이 심해 도심운용이 불가능하며, 진동으로 인해 탑재장비의 제한을 받는다. 이에 비해 가스터빈엔진은 운용 및 유지측면의 다양한 장점에도 불구하고 왕복동이나 로터리 엔진에 비해 연료소모율이나 출력당 중량이 크다는 단점이 있다. 본 연구는 이런 가스터빈엔진의 단점을 극복할 수 있는 레큐퍼레이터를 장착한 소형 터보샤프트엔진을 설계하는 것이 목적이다. 항우연이 기 개발한 틸트로터 항공기(TR-60)를 가상의 장착 기체로 상정하여 출력과 크기를 도출하였다. 본 논문에서는 이 엔진의 미션, 설계요구도 도출 및 설계절차와 초기 기준점 싸이클 설계 결과를 설명하였다.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제15권1호
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• pp.116-124
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• 2007

An optical method to measure the size and number density of soot aggregates in diesel exhaust has been proposed in this study. Two laser beams in co-axial alignment transmit a soot loaded exhaust gas flow, and the transmittance at each wavelength is detected by a photo diode simultaneously. The volume equivalent diameter and number density of soot aggregates in the optical path can be theoretically given by the transmittance values measured at two wavelengths. A test conducted by a single cylinder, 4 cycle, small and DI diesel engine shows that the temporal variations of the size and number density of soot aggregates in the diesel exhaust can be measured by the proposed method at a transient mode operation. It is found that the volume equivalent diameter varied temporally from 70 to 110 nm during the period that high soot concentration is observed. One can also conclude that the optical length longer than 1 m in the dynamic range regarding this method is preferable for measuring soot concentration at the level of $1\;mg/m^3$.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.195-201
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• 2008

In the jet engines on the aircrafts cruising at high altitude over 20 km and subsonic speed, the Reynolds number in terms of the compressor blades becomes very low. In such an operating condition with low Reynolds number, it is widely reported that total pressure loss of the air flow through the compressor cascades increases dramatically due to separation of the boundary layer and the secondary-flow. But the detail of flow mechanisms causes the total pressure loss has not been fully understood yet. In the present study, two series of numerical investigations were conducted to study the effects of Reynolds number on the aerodynamic characteristics of compressor cascades. At first, the incompressible flow fields in the two-dimensional compressor cascade composed of C4 airfoils were numerically simulated with various values of Reynolds number. Compared with the corresponding experimental data, the numerically estimated trend of total pressure loss as a function of Reynolds number showed good agreement with that of experiment. From the visualized numerical results, the thickness of boundary layer and wake were found to increase with the decrease of Reynolds number. Especially at very low Reynolds number, the separation of boundary layer and vortex shedding were observed. The other series, as the preparatory investigation, the flow fields in the transonic compressor, NASA Rotor 37, were simulated under the several conditions, which corresponded to the operation at sea level static and at 10 km of altitude with low density and temperature. It was found that, in the case of operation at high altitude, the separation region on the blade surface became lager, and that the radial and reverse flow around the trailing edge become stronger than those under sea level static condition.

• 한국항행학회논문지
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• 제23권1호
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• pp.8-19
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• 2019

조종사는 휴먼에러(human error)를 감소시키기 위한 방법들 중 하나로 체크리스트를 사용하여 항공의 안전에 도움이 되는 도구로 사용하고 있다. 하지만 복잡한 체크리스트는 경험이 부족한 학생 조종사들에게는 체크리스트가 작성된 본연의 목적과 다르게 안전에 위해 요인이 될 수 있다. 본 연구는 우선 학생조종사들이 사용하는 정상 체크리스트의 구성항목들을 단계 별로 살펴보았다. 이를 통해 체크리스트를 구성하는 요인들이 휴먼에러를 구성하는 요인들과 어떤 상관관계를 내포하는지 학생조종사들을 대상으로 한 사례연구를 통해 규명하고자 하였다. 탐색적 사례연구를 통해 다음과 같은 시사점을 제안하였다. 학생조종사들이 preflight inspection 체크리스트 점검을 수행함에 있어 기체에 대한 외부점검을 효율적으로 수행하도록 기체구조 또는 동력계통에 대한 전문지식 강화가 필요하다. 비행 시마다 조종사뿐만 아니라 해당 비행기의 정비 담당자가 외부점검을 실시하여 더블체크를 하는 재확인 절차를 통하여 안전을 증진시켜야 할 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권3호
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• pp.251-262
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• 2021

최근 세계적으로 연구개발이 활발히 진행되고 있는 PAV(Personal Air Vehicle)에 대한 낙뢰 간접 영향성 인증 지침의 중요성이 부각되고 있다. 미래 교통수단으로서 소형화, 전기 엔진 사용, 복합재 사용 증가, 무인 항법 시스템 적용하는 추세인 PAV는 낙뢰에 취약할 수밖에 없다. 본 연구에서는 미연방항공청(FAA)에서 발행한 AC 20 136B에 나타난 낙뢰 간접 영향에 대한 적합성 인증절차를 확인하였다. 이와 함께 RTCA DO 160G Sec. 22에 수록된 장비 과도 설계 수준에 대한 인증 지침을 PAV에 적용하였다. 이어서 SAE ARP 5416A에 수록된 항공기 수준 시험을 전자기 해석 소프트웨어 EMA3D을 통해 수행하였다. 이를 통해 PAV에 대한 실제 과도 수준을 분석하였으며 이를 통해 적합성 인증에 필요한 자료를 도출하였다.