• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.581-585
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• 2009

본 연구를 통하여 스크램제트 엔진을 적용한 극초음속 추진기관 개발에 대비하여 로켓 기반 복합사이클 엔진 개념연구를 수행하였다. RBCC엔진은 지상고도 정지 상태에서 출발하여 고도 30km, 마하 8 에 도달하는 것을 목적으로 하며, 마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 본 논문에는 RBCC엔진의 각 작동 영역에서의 설계 기법 및 해석 기법을 논의한다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권2호
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• pp.23-28
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• 2011

제트연료변경에 따른 엔진 운용 특성 변화를 살펴보기 위해 JP-8 연료와 JP-S 연료를 사용하여 소형터 보제트엔진의 지상시험 및 고도시험을 수행하였다. 비중이 18% 높은 JP-S 연료에 대한 연료조절시스템 특성은 동일 연료공급명령에 대한 실 연료공급량이 JP-8 연료보다 8% 많이 공급되었다. 시동특성은 연료조절시스템의 명령 대비 공급량의 차이로 인한 점화시점 및 엔진 회전수 가속율 등의 변화를 제외하고는 유사한 특성을 보였다. 정상상태 성능 특성은 순 추력의 일부 구간을 제외하고는 순 추력과 공기유량, 배기가스온도 등 대부분의 엔진 성능 변수가 1% 이내로 유사하였으나 연료소모량만은 연료의 발열량 차이로 인해 최대 5 %이상 차이가 발생하였다. 이를 동일 추력 대비 비 연료소모율로 비교할 때 지상시험에서는 약 1.1~2.6 %, 고공환경시험에서는 5 % 이상 차이가 발생하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.410-415
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• 2010

제트연료변경에 따른 엔진 운용 특성 변화를 살펴보기 위해 JP-8 연료와 JP-S 연료를 사용하여 소형터보제트엔진의 지상시험 및 고도시험을 수행하였다. 비중이 18% 높은 JP-S 연료에 대한 연료조절 시스템 특성은 동일 연료공급명령에 대한 실 연료공급량이 JP-8 연료보다 8% 많이 공급되었다. 시동 특성은 연료조절시스템의 명령 대비 공급량의 차이로 인한 점화시점 및 엔진 회전수 가속율 등의 변화를 제외하고는 유사한 특성을 보였다. 정상상태 성능 특성은 순 추력의 일부 구간을 제외하고는 순추력과 공기유량, 배기가스온도 등 대부분의 엔진 성능 변수가 1% 이내로 유사하였으나 연료소모량만은 연료의 발열량 차이로 인해 최대 5 %이상 차이가 발생하였다. 이를 동일 추력 대비 비 연료소모율로 비교할 때 지상시험에서는 약 1.1~2.6 %, 고공환경시험에서는 5 % 이상 차이가 발생하였다.

• 한국마린엔지니어링학회:학술대회논문집
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• 한국마린엔지니어링학회 2005년도 전기학술대회논문집
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• pp.205-209
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• 2005

Now a days Automobiles are becoming more important in our life, the study on piston of engine is needed because, piston's cooling and lubrication of piston have an effect on the life and efficiency of engine directly. So, this study is about nozzle part of oil jet for cooling piston in the automotive engine. Piston exposes combustion gas of over $2000^{\circ}C$ and is shocked high pressure at the time of explosion shortly. Furthermore strong friction occurs by high speed rotation. The cooling system is considered from oil jet to piston. The previous system cooled the lower part of piston only. So, efficiency was low. To improve this system, make the oil gallery in the piston, and oil flows into the gallery. The value of oil flow rate into the gallery is important. Consequently, the point of this study is the research of investigation of flow characteristics for variable Re number. This study has been modelled by a commercial CFD code FLUENT, allowing to assess its validity

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.83-90
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• 2017

복합형 로터항공기의 터보샤프트 엔진에 대한 성능해석을 수행하였다. 복합형 로터항공기의 개념으로 팁제트 방식과 덕티드팬 방식의 형태를 이용하였다. 터보샤프트엔진에 대한 성능해석은 Gasturb 12 소프트웨어를 이용하여 수행하였다. 팁제트 방식의 항공기는 주어진 임무조건에서 최대출력 약 1,600 hp 대가 요구되며, 덕티드팬은 설계점에서 약 1,000 hp 대의 출력이 요구된다. 이것은 팁제트의 경우 제자리비행 시 부가적인 보조압축기 구동이 필요하며, 동력장치에 높은 출력을 요구하고 있기 때문인 것으로 파악된다. 또한 연료소모량의 경우 팁제트 방식이 덕티드팬에 비해 약 2.8배정도 소모되어 연료 효율 측면에서 덕티드팬 방식의 항공기가 보다 우수한 특성이 있음을 알 수 있다.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제16권2호
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• pp.1-7
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• 2008

In order to enhance the performance of an automotive engine, many researchers have been carried out. An oil jet cooling a piston is one of important parts for engine performance. Therefore, the efficient cooling system of an oil jet is needed. In this paper, unsteady flow analysis of the oil jet which consists of a check valve and a nozzle has been accomplished. And the reaction between mass flow rate and ball movement was also investigated.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제38권3호
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• pp.246-252
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• 2014

본논문은 150마력급 선내형 소형 워터제트 추진시스템 개발에 대한 연구이다. 워터제트는 흡입부, 임펠러, 디퓨저(공기확산기), 후진부와 메인 샤프트로 구성되어 있다. 워터제트의 구성품은 사형 주조후 정밀가공을 거쳐 개발하였다. 워터제트 추진기관의 개발은 각각의 부품에 대한 설계-제작-검사의 과정을 거쳐 최종 완성하였으며, 육상 시험 풀에서는 선체의 이동 없이 워터제트의 펌프 특성을 확인한 결과, 최대 37m/s의 유속과 0.29m3/s의 유량을 배출할 수 있는 성능을 확보하였다. 본 연구에서 개발된 워터제트 추진장치를 설치한 21ft 시험선을 사용하여 실증 연구를 수행하였다. 그 결과, 국내 연안에서 시험시 선체무게와 엔진등 기타 부수적인 무게가 대략 1.2ton 가량 이였으며 이 상태에서 엔진회전수 3,700rpm에서 최대시속 45km/h의 운항속도를 기록하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.460-468
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• 2008

Recent activities on the scramjet and rocket-ramjet combined-cycle engine of Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA) are herein presented. The scramjet engines and combined-cycle engines have been studied in the world and JAXA has also studied such the engines experimentally, numerically and conceptually. Based on the studies, 2 to 3 m long, hydrogen-fueled engine models were designed and tested at the Ramjet Engine Test Facility(RJTF) and the High Enthalpy Shock Tunnel(HIEST). A scramjet engine model was tested in Mach 10 to 14 flight condition at HIEST. A 3 m long scramjet engine model was designed to reduce a dissociation energy loss in a high temperature condition. Drag reduction by a tangential injection and two ways of a transverse fuel injection were examined. Combustor model tests at three operating modes of the combined-cycle engine were conducted, demonstrating the combustor operation and producing data for the engine design at each mode. Aerodynamic engine model tests were conducted in a transonic wind tunnel, demonstrating the engine operation in the ejector-jet mode. A 3 m long combined-cycle engine model has been tested in the ejector-jet mode and the ramjet mode since March 2007. Carbon composite material was examined for application to the engines. Production of the cooling channel on a nickel alloy plate succeeded by the electro-chemical etching.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.763-767
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• 2004

A possible and practical engine system research method is proposed. Varieties of objectives of the engine component and system technology developments are fulfilled by the small scale rig and engine demonstration. Some research applications of small jet engines in National Aerospace Laboratory of Japan (NAL) are presented together with historical overview.

• 한국항행학회논문지
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• 제15권3호
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• pp.449-455
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• 2011

본 논문에서는 연료유량이 제어 수단인 터보제트 엔진에 대해 압축기의 서지를 방지하면서 가속시간을 줄일 수 있는 제어기를 제안하였다. 퍼지이론과 PI+D 제어 알고리즘을 적용하는 터보제트 엔진 제어기를 설계하였고 Mamdani의 추론법을 적용하여 추론하고, 비퍼지화는 무게 중심법을 사용하였다. 퍼지추론 결과는 터보제트 엔진의 가감속시 서지와 flame-out 현상을 방지하기 위해 연료 유량 제어 입력으로 사용되고, 신속하고 안전하게 원하는 속도로 수렴할 수 있도록 제어기를 설계한다. MATLAB을 사용한 컴퓨터 시뮬레이션을 수행하여 제안된 제어기의 성능을 입증하였다.