• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.491-498
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• 2004

Lift Fan Engines of JAXA's conceptual Jet VTOL aircraft have a very small bellmouse shape air intake, which make some differences in aerodynamic design of the blades. To obtain a better rotor or stator blade design, this paper performs a numerical analysis of the throughflow on a lift fan as a two-dimensional axisymmetrical flow. Based on the last report focusing on the air intake's influence on the throughflow, a more realistic bellmouse air intake case is treated to reconsider the influence on the throughflow by the small bellmouse air intake. Three work input patterns are tested to reduce some problematic influences on the throughflow or blade designs. The obtained result shows one of acceptable blade designs for the lift fan engine.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제35권6호
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• pp.796-801
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• 2011

본 논문은 고도로 발전된 군사과학 기술의 영향과 급변하는 해양전장환경의 디지털화, 함정생존성 극대화를 위한 고출력 센서체계 등 고출력 에너지 사용 체계 플랫폼 실현을 위한 해군함정의 통합 동력 시스템 발전 경향을 분석하는데 초점을 두었다. 함정에서 전자기를 이용하는 항공기 출격 시스템, 200NM(370km) 이상 원거리에서 정밀타격이 가능한 전자기 포 등 고출력 에너지를 사용하는 각종 무기체계가 탑재되기 위해서는 추진동력을 포함한 함정에 공급되는 모든 동력이 단일화 되어야하는 통합 동력 시스템으로 변화하는 것이 가장 이상적이다. 선진국을 중심으로 통합 동력 시스템을 실현하기 위해서 기계식 추진시스템에서 하이브리드 및 완전전기추진시스템으로 변화하고 있는 추세이며 이러한 노력은 연료사용의 절감, 함정 탑재 장비의 고출력화, 함정 총 수명주기 비용 절감 등을 포함하고 있다.

• 항공우주기술
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• 제12권2호
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• pp.193-201
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• 2013

프로펠러는 인간동력 항공기 추진시스템의 중요한 구성품이다. 높은 프로펠러 효율을 얻기 위하여 프로펠러는 큰 지름을 가지고 느리게 구동된다. 프로펠러는 인간동력 항공기용 프로펠러 설계 프로그램을 사용하여 설계되었다. 프로펠러의 피치는 지상에서 조정이 가능하다. 본 논문에서는 여러 가지 변수에 대하여 설계에 사용된 동일한 프로그램을 통하여 프로펠러의 성능 해석을 수행하였다. 또한, 파일롯의 체력이나 비행속도의 변화에 따른 탈 설계점 해석도 수행하였다. 설계된 프로펠러는 카본 복합재의 초경량 구조로 제작되어 총 950g의 무게로 제작되었다. 제작된 프로펠러는 아이언 버드에서의 지상 성능 시험을 통하여 속도 및 동력을 측정하고 튜닝을 수행하여 실기에 장착되어 최종적으로 291 m 비행에 성공하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권4호
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• pp.11-20
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• 2021

The estimation of hovering flight time of multicopters using the battery power propulsion system is important for the development and design of the aircraft and its operation. For a given operational weight, the maximum possible battery weight can be decided using both a conventional energy density method and a new Peukert law. In the present study, the hovering flight time is predicted using both methods. The specific data of multicopters in the published literatures were employed for the computation of the hovering flight time. The results were validated with the measured data. The effect of figure of merit of propeller, battery discharging process on the hovering flight time was evaluated, Finally, the effect of the battery cell and package connection types on the hovering time was investigated. It was found that the combination of serial battery cell connections and parallel package connection is the bast in the endurance maximization aspect. As the cell number increases in a package, the hovering flight time is increased. There exists the max. battery ratio for the given takeoff gross weight.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.201-204
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• 2017

소형민수헬기(LCH, Light Civil Helicopter) 개발사업을 통해 개발된 엔진은 민수 인증(형식 증명) 획득 후 소형무장헬기(LAH, Light Armed Helicopter)용으로 활용될 예정이다. 따라서 민수 인증 엔진의 군용 엔진 적용의 적합성 분석을 위한 기초자료로의 활용을 위해 미연방항공청(FAA)의 형식 증명 규격 FAR Part 33과 유럽항공안전기구(EASA)의 CS-E를 비교 분석하였다. 이 분석 자료는 향후 군용 항공기 추진 시스템의 감항성 입증을 위해 필요한 민수 엔진 형식 증명 기준 적합성 입증 자료의 추적성 분석을 위해 사용되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.919-921
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• 2011

가변노즐은 다양한 고도에서 비행체의 효율을 향상시키기 위하여 사용된다. 가변노즐이 다수의 플랩으로 구성된 경우에, 플랩의 비동기화된 운동은 추력 방향에 영향을 미친다. 동기화 시험장치는 플랩을 포함하는 가변노즐 메커니즘의 동기화 특성를 검증하기 위하여 개발되었다. 본 시험장치는 노즐 공간 내부의 연소압을 모사할 수 있는 기능을 가지고 있으며, 연소압의 크기 및 분포, 각 노즐구동기의 시간 지연 등이 가변노즐 플랩의 동기화 특성에 미치는 영향을 정량화하기 위하여 사용되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.339-342
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• 2007

스마트무인기의 추진동력계통은 터보프롭 항공기와 유사한 피치 가버닝 개념으로 조종사가 엔진동력을 직접 입력하고 제어기는 프로펠러의 RPM을 일정하게 유지하는 방식을 사용한다. PW206C 엔진은 회전익 항공기에 맞게 개발된 전자식 엔진제어기(Electronic Engine Control)를 갖춘 터보축엔진으로 스마트무인기에서 요구되는 엔진제어개념과는 맞지 않는다. 따라서 기존 EEC의 엔진상태 모니터링 기능은 사용하되 엔진 출력은 수동방식으로서 전기식 작동기를 엔진의 Power Lever Arm(PLA)에 연결하여 조절한다. 본 논문에서는 엔진성능계산프로그램을 사용하여 비행고도 및 속도변화에 대한 엔진성능을 계산하여 각 비행조건에서의 PLA 작동범위를 예측하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권4호
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• pp.42-47
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• 2008

스마트무인기의 출력제어계통은 터보프롭 항공기와 유사한 피치 가버닝 개념으로 조종사가 엔진출력을 직접 조절하고 제어기는 프로펠러의 회전속도를 일정하게 유지하는 방식을 사용한다. PW206C 엔진은 회전익 항공기에 맞게 개발된 전자식엔진제어기를 갖춘 터보축 엔진으로 스마트무인기에서 요구되는 엔진제어개념과는 맞지 않는다. 따라서 엔진 출력을 전기식 작동기를 엔진의 출력조절레버에 연결하여 조절하는 수동방식을 사용한다. 본 논문에서는 엔진성능계산프로그램을 사용하여 엔진출력축속도, 비행고도 및 비행속도변화에 대한 엔진성능을 계산하여 각 비행조건에서의 출력조절레버각의 작동범위를 예측한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1127-1134
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• 2017

가스터빈 엔진 제어기는 과거의 유압기계식 조절기에서 유래하였고 1970년대의 DEEC를 거쳐 현대의 중앙집중식 FADEC에 이르고 있다. 제어성능의 향상, PHM 기술의 접목, 무게 절감의 목표를 달성하기 위해서는 분산엔진제어 시스템으로의 이행이 필요하다. 본 논문에서는 분산제어시스템의 개념 및 기술 발전 동향, 시스템의 성공적인 개발을 위한 정부-기업 간의 노력, 그리고 향후 극복해야 할 과제에 대하여 기술하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제10권4호
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• pp.317-334
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• 2023

This paper presents a basic methodology and a set of numerical tools for the preliminary design of solid-fueled ramjet missiles. An elementary code determines the baseline system configuration comprised of warhead, guidance-control, and propulsion masses and geometries from specific correlations found in the literature. Then, the system is refined with the help of external and internal ballistics codes. Equations of motion are solved for the flight's ascending, cruising, and descending stages and the internal ballistic set of equations designs the ramjet engine based on liquefying fuels. The combined tools sized the booster and the ramjet sustainer engines for a long-range missile, intended to transport 200 kg of payload for more than 300 km range flying near 14,000 m altitude at Mach 3.0. The refined system configuration had 600 mm in diameter and 8,500 mm in length with overall mass of 2,128 kg and 890 kg/m3 density. Ramjet engine propellant mass fraction was estimated as 74%. Increased missile range can be attained with paraffin-polyethylene blend burning at near constant regression rate through primary air mass flow rate control and lateral 2-D air intakes.