• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.73-79
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• 2003

재생 냉각형 액체 로켓엔진 제작에 주로 사용되는 합금에 대하여 브레이징 접합 강도 시험 및 파단면 분석을 실시하였다. 브레이징 시 사용되는 용가재(Filler Metal)로 니켈을 주성분으로 하는 BNi-2, BNi-7를 사용하였다. 5종의 합금에 대하여 모두 12개의 시편을 제작하여 인장 강도 시험 및 금속현미경을 통한 접합면 분석을 통해 재료 및 용가재 특성을 분석하였다. 크롬동과 타 합금과의 접합 강도가 크롬/지르코늄동과 타 합금과의 접합 강도보다 높게 나왔다. BNi-2가 BNi-7보다 모재에 대한 젖음성이 보다 더 우수하여 접합면 인장 강도가 BNi-2로 사용한 경우가 BNi-7을 사용한 경우보다 더 높게 나왔다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2005년도 제36회 하계학술대회 논문집 A
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• pp.679-681
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• 2005

The materials for transmission line construction were transported by road which opened in mountainous areas until the mid 1990s, However, from the mid 1990s, as social interest in the environment standard increases, a cable way and helicopter transport methods of construction have been applied to minimize damage to the environment and to build an environmental friendly system. The current cable way method is a single cable way system which has a lower section base to load materials into a carriage and carry them to the tower construction site by use of an engine and a main rope. Then the carriage lowers itself via a slope between the tower construction site and the lower section base. The single cable way system has the demerits of site acquisition for the lower section base, forest felling when installing the wire rope, and it is not applicable to a even topology Also it has to be installed separately at each tower site. Accordingly, to carry materials without forest felling and regardless of slope, the chain cable way system was developed to provide materials for more than two towers consecutively by use of an engine carriage and winch.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권10호
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• pp.66-72
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• 2003

우주발사체의 2단용 엔진으로 10톤급 케로신 액체로켓엔진에 대한 냉각 기구로서, 재생냉각과 막냉각을 고려한 냉각특성에 대한 해석전 연구를 수행하였다. 연소기 내에서 연소 가스의 유동이 축방향으로 층류화되어 있다는 개념하에, 엔진 단면을 서로 독립적인 중심부와 외곽부로 나누며, 외곽부에는 여분의 연료를 분무시킴으로써 연소가스 온도를 낮추어 냉각채널로 전달되는 열유속량과 벽면 온도를 감소시킬 수 있었으며, 엔진의 열적 안정성을 향상시킬 수 있었다.

• 한국분무공학회지
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• 제25권2호
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• pp.45-50
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• 2020

Recently, global warming and environmental pollution are becoming more important, and fuel economy is becoming important. Each automobile company is actively developing various new technologies to increase fuel efficiency. CVVD(Continuously Variable Valve Duration) system means a device that continuously changes the rotational speed of the camshaft to change the valve duration according to the state of the engine. In this paper, VVT(Variable Valve Timing) and CVVD were applied to a single-cylinder diesel engine, and the characteristics of intake and exhaust flow rate and in-cylinder pressure characteristics were analyzed by numerical analysis. In order to analyze the effect of CVVD on the actual engine operation, the study was performed by setting the valve control and injection pressure as variables in two sections of the engine operating region. As a result, In the case of applying CVVD, the positive overlap with the exhaust valve is maintained, thus it is possible to secure the flow smoothness of air and increase the volumetric efficiency by improving the flow rate. The section 2 condition showed the highest peak pressure, but the pressure rise rate was similar to that of the VVT 20 and CVCD 20 conditions up to 40 bar due to the occurrence of ignition delay.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.109-114
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• 2008

This paper presents the development status of a subscale precooled turbojet engine "S-engine" for the hypersonic cruiser and space place. S-engine employs the precooled-cycle using liquid hydrogen as fuel and coolant. It has $23cm{\times}23cm$ of rectangular cross section, 2.6 m of the overall length and about 100 kg of the target weight employing composite materials for a variable-geometry rectangular air-intake and nozzle. The design thrust and specific impulse at sea-level-static(SLS) are 1.2 kN and 2,000 sec respectively. After the system design and component tests, a prototype engine made of metal was manufactured and provided for the system firing test using gaseous hydrogen in March 2007. The core engine performance could be verified in this test. The second firing test using liquid hydrogen was conducted in October 2007. The engine, fuel supplying system and control system for the next flight test were used in this test. We verified the engine start-up sequence, compressor-turbine matching and performance of system and components. A flight test of S-engine is to be conducted by the Balloon-based Operation Vehicle(BOV) at Taiki town in Hokkaido in October 2008. The vehicle is about 5 m in length, 0.55 m in diameter and 500 kg in weight. The vehicle is dropped from an altitude of 40 km by a high-altitude observation balloon. After 40 second free-fall, the vehicle pulls up and S-engine operates for 60 seconds up to Mach 2. High altitude tests of the engine components corresponding to the BOV flight condition are also conducted.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.115-121
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• 2008

A core engine for pre-cooled turbojet engines is designed and its component performances are examined both by CFD analyses and experiments. The engine is designed for a flight demonstration of precooled turbojet engine cycle. The engine uses gas hydrogen as fuel. The external boundary including measurement devices is set within $23cm{\times}23cm$ of rectangular cross section, in order to install the engine downstream of the air intake. The rotation speed is 80000 rpm at design point. Mixed flow compressor is selected to attain high pressure ratio and small diameter by single stage. Reverse type main combustor is selected to reduce the engine diameter and the rotating shaft length. The temperature at main combustor is determined by the temperature limit of non-cooled turbine. High loading turbine is designed to attain high pressure ratio by single stage. The firing test of the core engine is conducted using components of small pre-cooled turbojet engine. Gas hydrogen is injected into the main burner and hot gas is generated to drive the turbine. Air flow rate of the compressor can be modulated by a variable geometry exhaust nozzle, which is connected downstream of the core engine. As a result, 75% rotation speed is attained without hazardous vibration and heat damage. Aerodynamic performances of both compressor and turbine are obtained and evaluated independently.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.584-587
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• 2011

마하 5 스크램젯 엔진에 대하여 연소 시험에 대한 예비 시험 성격으로서 연료 분사 없이 내부 유동 공력 시험을 수행하였다. 엔진은 흡입구 크기 $70mm{\times}200mm$, 전체 길이 1.7m의 시험용 모델을 대상으로 하였다. 설비는 한국항공우주연구원이 자체 설계 개발하여 보유한 불어내기식 극초음속 시험 설비를 사용하였다. 측정은 엔진 내부 유로를 따라 19개 지점에서 압력을 측정하였다. 시험 결과 본 엔진 모델을 사용하여 설비 시동이 가능하였으며 엔진 내부는 초음속 유동이 유지됨을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.63-72
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• 2003

배플이 장착된 KSR-III 엔진의 연소장 및 성능을 예측하기 위하여 수치해석을 수행하였다. 수치해석의 검증을 위해 3차원 계산을 수행하여 연소시험과 비교하였으며, 정성적으로 잘 일치하는 것을 볼 수 있었다. 배플이 장착됨에 따라 연소실 전압이 감소하여 특성속도가 감소하는 것을 볼 수 있었고, 이것은 엔진의 성능 감소로 이어지는 것을 알 수 있었다. 또한 분사기 면과 연소실 벽면 및 배플 벽면에 국부적인 고온 영역이 발생하는 것을 볼 수 있었으며, 이것은 분사기 면에 막냉각을 설계하여 장착할 수 있는 기본 자료로 활용되었고 실제 엔진에 적용되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권3호
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• pp.81-88
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• 2021

아음속 순항 유도탄의 추진시스템은 소형 가스터빈 엔진을 중심으로 공기흡입관, 탄내 연료이송계통 등으로 구성된다. 이는 엔진의 수락시험으로부터 시작하여, 엔진의 여러 기능 및 보기류의 설계수정, 엔진과 연동되는 각종 탄내 장비들의 설계/개발 및 상호 인터페이스 확인을 위한 해석과 통합시험 등으로 완성된다. 여기서는 이와 같은 소형 가스터빈 엔진을 이용한 유도탄 추진시스템 체계통합기술의 구성과 각 단계별 요소기술의 개요를 서술한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.174-177
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• 2007

본 연구에서는 액체로켓엔진의 제어기구로서 많이 사용되는 유압식 레귤레이터에서의 제어 프로세스와 제어 변수의 조절에 관한 정적 및 동적 특성을 연구하였다. 본 연구의 대상으로는 8K14 "SCUD"의 9D21 엔진에 사용되는 유압식 레귤레이터를 선택하였으며, 본 유압식 레귤레이터의 수학적 모델링을 거쳐, 액체로켓엔진 내부에서의 유압식 레귤레이터의 응답속도와 자동제어시스템의 정밀도 분석을 수행함으로써, 유압식 레귤레이터의 유압조절기구인 니들밸브 유로면적의 설계값을 도출하였다.