• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.295-299
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• 2010

항공기 추진시스템에 있어 내구성과 신뢰성을 향상과 운용비용 절감을 위한 상태감시 및 진단 시스템의 개발 및 적용이 일반화되고 있다. 특히 40,000ft 이상의 고고도에서 장시간 운용되는 무인항공기를 신뢰성 있게 운용하기 위해서는 열악한 환경에서 작동되는 추진시스템의 손상이나 성능저하에 대한 사전 대처를 위한 상태감시 시스템이 필수적으로 요구된다. 이에 본 연구에서는 MATLAB/SIMULINK를 이용하여 온라인 상태감시 프로그램을 제안하였다. 입력 모듈에서 현 개발단계에서는 실제 엔진 계측신호가 유용하지 않아 이를 모사하였다. 제안된 온라인 상태감시 모니터링 프로그램은 적용 가능성을 확인하기 위해 실제 터보프롭 엔진에 적용하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제5권2호
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• pp.165-175
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• 2018

Jet Propulsion Laboratory has traditionally performed system level vibration testing of flight spacecraft. There have been many discussions in the aerospace community for more than a decade about spacecraft vibration testing benefits or lack thereof. The benefits and potential issues of fully assembled flight spacecraft vibration testing are discussed herein. The following specific topics are discussed: spacecraft screening test to uncover workmanship problems for launch dynamics environments, force- and moment-limited vibration testing, potential issues with structural frequency identification using base shake test data, and failures related to vibration shaker testing and ways to prevent them.

• 한국산업정보학회논문지
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• 제25권5호
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• pp.49-57
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• 2020

기존의 전기 모터는 큰 중량과 부피의 단점으로 항공기 적용에 적합하지 않다. 고온 초전도 (High-Temperature Superconducting: HTS) 모터는 전류 밀도와 자기장 밀도가 높으며 손실이 적어 일반 전기모터와 비교하여 크기와 무게를 크게 줄일 수 있다. 본 논문은 미래 항공기 전기 추진용 HTS 모터의 개념 설계 및 해석 결과를 제시한다. 회전속도가 7,200 RPM인 2.5 MW 용량의 HTS 모터를 설계하고 무게 대비 출력 비(kW/kg)를 분석하였다. HTS 모터 계자코일 (Field Coil)의 운전온도는 LH₂ (Liquid Hydrogen) 냉각을 고려하여 20K을 선정하였다. 고정자 권선 (Stator Winding)은 다상 구성 (Multi-Phase Configuration)으로 연결하였고 와전류 (Eddy Current) 손실을 최소화하기 위해 Litz 선을 사용하였다. 결과적으로 모터의 무게 대비 출력 비는 약 18.67 kW/kg으로 기존 모터보다 훨씬 높음을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.89-102
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• 2010

본 논문에서는 항공우주분야의 구동장치와 여러 산업분야에서 응용되고 있는 미래 지향적 구동기의 기술에 대한 사항과 발전방향에 대해 연구하였다. 특히, 항공기 비행조종면 구동장치의 경우 기존에는 기계식 링키지나 무게 대비 출력이 높은 유 공압 구동기가 많이 사용되었으나 최근에는 대부분의 항공기에서 사용 중인 Fly-By-Wire 시스템과 더 나아가 'More Electric', 'All Electric' 시스템으로의 변화가 이루어지고 있다. 전기식 유압구동기와 전기식 구동장치의 경우 효율이나 안전성 그리고 비용적인 측면에서 우수하기 때문에 근래에 지속적인 개발이 진행되고 있다. 또한, 최근에는 구동기의 무게와 정밀도 그리고 응답속도의 향상을 위해 신소재를 이용한 새로운 분야의 구동기들이 개발되고 있다. 따라서 본 연구를 통해서 차세대 항공우주분야 구동장치와 신개념 구동기들의 세부기술 및 발전방향을 제시하고자 한다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제5권3호
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• pp.349-362
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• 2018

A non-linear numerical simulation technique for predicting the unsteady performances of an airbreathing engine is developed. The study focuses on the simulation of integrated propulsion systems, where a closer coupling is needed between the airframe and the engine dynamics. In fact, the solution of the fully unsteady flow governing equations, rather than a lumped volume gas dynamics discretization, is essential for modeling the coupling between aero-servoelastic modes and engine dynamics in highly integrated propulsion systems. This consideration holds for any propulsion system when a full separation between the fluid dynamic time-scale and engine transient cannot be appreciated, as in the case of flow instabilities (e.g., rotating stall, surge, inlet unstart), or in case of sudden external perturbations (e.g., gas ingestion). Simulations of the coupling between external and internal flow are performed. The flow around the nacelle and inside the engine ducts (i.e., air intakes, nozzles) is solved by CFD computations, whereas the flow evolution through compressor and turbine bladings is simulated by actuator disks. Shaft work balance and rotor dynamics are deduced from the estimated torque on each turbine/compressor blade row.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권5호
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• pp.56-64
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• 2017

고고도 장기체공 항공기는 기상조건이 크게 변하지 않는 성층권 내에서 장기간 임무를 수행하며, 비교적 저속으로 순항할 수 있는 추진기관을 선택하여야 한다. 다단 터보차저 시스템과 왕복동 엔진으로 구성된 추진기관은 고도와 상관없이 동일한 추력을 내는 고효율 추진기관으로 알려져 있으며, 이러한 특성으로 인해 여러 고고도 항공기의 추진기관으로 활용되었다. 본 논문에서는 주로 국외에서 개발된 다단 터보차저 시스템이 장착된 왕복동 엔진을 추진기관으로 사용한 항공기 현황을 소개하고, 해당 추진기관 중 가장 중요한 역할을 담당하는 다단 터보차저 시스템에 대한 국내외 연구개발 동향을 살펴보도록 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.358-361
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• 2007

대부분의 항공기는 성층권에서 순항을 하며, 이때의 온도는 지상의 그것보다 상당히 낮아 항공기 표면에 결빙이 발생할 수 있다. 기체 날개에 결빙이 발생하면 날개의 형상이 변화되어 비행특성을 저하시키며, 흡입구에서 발생한 결빙은 압축기 블레이드의 손상의 위험을 높이고 엔진의 성능에도 큰 영향을 미치게 된다. 본 논문에서는 결빙에 의한 여러 가지 상황 중 결빙으로 인한 엔진 성능 변화를 분석하기 위하여 결빙모사장치의 개발을 수행하였다. 결빙모사장치와 액체공기시스템을 이용하여 결빙모사 시험을 수행하였으며, 시험수행을 통하여 결빙이 모사가 가능함을 확인하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제19권1호
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• pp.35-42
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• 2016

Modern aircraft is facing the increase of power demands and thermal challenges. In accordance with the application of more electric technology and advanced mission requirement, aircraft system requires increase of power generation and it cause increase of internal heat generation. Simultaneously, restrictions have significantly been imposed to the thermal management system. Modern aircraft must maintain low radar observability and infra-red signature. In addition, new composite aircraft skins have reduced the amount of heat that can be rejected to the environment. The combination of these characteristics has increased the challenges faced by thermal management. In order to mitigate the thermal challenges, the concept of system level thermal management should be applied and new modeling and simulation tools need to be developed. To develop and utilize system level thermal management technology, three key points are considered. Firstly, the performance changes of subsystems and components must be assessed at an integrated thermal system. It is because that each subsystem and component interacts with other subsystems or components and it can directly effects on overall system performance. Secondly, system level thermal management requirements and solutions must be evaluated early in conceptual design process as vehicle and propulsion system configuration decisions are being made. Finally, new component level thermal management technologies must focus on reducing heat generation and increasing the availability of heat sinks.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제8권1호
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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.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권10호
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• pp.779-787
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• 2013

항공기 추진 시스템의 IR 피탐지성 감소 연구를 위해 항공기 노즐형상 변화에 따른 IR 신호의 영향성을 연구하였다. 이를 위해 가상의 아음속 무인기를 선정하고, 임무분석 및 성능 해석을 통해 엔진을 결정한 후 전체 임무를 만족시키는 원형 노즐을 설계하였다. 또한 다수의 설계변수를 적용하여 다양한 형상의 노즐을 설계하였다. 압축성 CFD 코드를 이용하여 열유동장 및 노즐표면 온도를 분석하였다. 또한 열유동장 해석 결과를 바탕으로 narrow-band 모델과 RadThermIR을 기반으로 하여 항공기 플룸 및 노즐표면 IR 신호를 계산하였다. 계산된 플룸 및 고체 IR신호를 분석, 비교하여 항공기 IR 신호 특성에 관한 정성적 정보를 도출하였다.