• 에너지공학
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• 제13권2호
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• pp.118-127
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• 2004

본 연구는 배기량이 16.7ι인 V8형 터보차져 인터쿨러 직접분사식 디젤기관에서 흡기포트의 선회유동과 연료분사계 및 과급기가 기관성능 및 배출가스특성에 미치는 영향을 실험적으로 고찰하며 성능을 개선하는데 있다. 일반적으로 기관의 출력을 높이기 위하여 과급기 및 인터쿨러를 장착하여 과급공기를 냉각시켜 과급효율을 더욱 높인 TCI디젤기관이 보편화되고 있다 본 연구의 결과로서 흡기포트의 선회비가 2.25인 경우에서 압축비 17.5, re-entrant 8.5$^{\circ}$ 형 연소실, 노즐분공경 $\Phi$0.33*3+$\Phi$0.35*2, 노즐돌출량 3.18mm, 분사시기 BTDC 12$^{\circ}$CA, 과급기 T042(압축기 0.6A/R+46Trim, 터빈 1.0A/R+57Trim)경우가 기관성능 및 NO$_{x}$ 농도의 배출특성을 고려할 때 운전영역에서 가장 우수하여 흡기포트, 분사계 및 과급기에 대한 각 인자를 적정화할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.119-127
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• 2018

중소형급 무인 항공기에 활용되고 있는 왕복동 엔진의 고도시험을 위한 시험 장치를 설계 및 제작하였으며, 예비 성능시험과 계산을 통하여 활용가능 여부를 판단해 보았다. 시험 장치는 현재 한국항공우주연구원에서 운용 중인 터보샤프트 엔진 고도시험설비에서 활용이 가능하도록 구성하였으며, 왕복동 엔진의 고도시험을 수행하기 위한 각종 제한조건을 가정하고 이를 만족할 수 있도록 개발하였다. 특히 대유량의 공기와 연료가 필요한 터보샤프트 엔진에 비하여 적은 유량이 필요한 왕복동 엔진의 성능시험을 위하여 고도 및 비행 마하수 조건의 제어가 가능하도록 장치를 구성하였으며, 엔진에 공급되는 연료의 온도를 보다 손쉽게 조절할 수 있는 장치들을 개발하였다.

• 한국기계연구소 소보
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• 통권14호
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• pp.111-119
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• 1985

A review on the design analysis of an axial-flow turbine is presented. Followed by a brief introduction to the fundamentals on an axial-flow turbine, a design procedure is described with a sample design of one for a small turbo-jet engine. Design procedure is composed of two parts: one-dimensional analysis of three-dimensional effects based on radial equilibrium theory. The method described herein is so simple and rapid that it can be applied to the preliminary design analysis of turbo-machinery equipped with axial-flow turbines.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.440-448
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• 2004

Toasting the 100 year anniversary of controlled, powered flight, the propulsion system used on today's aircraft represents the evolution of jet propulsion based on the gas turbine, first conceived by Whittle and Von Ohain about 70 years ago. In that period, propulsion system concepts have evolved through turbo-props, turbo-jets, low by-pass ratio(BPR) turbofans to today's high BPR 2-shaft and 3-shaft turbofans. Also, this period has seen remarkable progress in the performance, reliability environmental compatibility of these propulsion systems.(omitted)

• International Journal of Fluid Machinery and Systems
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• 제1권1호
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• pp.47-56
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• 2008

The flow behind the variable area nozzle which corresponds to the flow at the leading edge of the impeller was measured with a 3-hole yaw probe and calculated with CFD. Two nozzle throat-areas were investigated. One is the smallest and the other is the largest opening for the variable nozzle. Test results agreed with the calculated results qualitatively. The leakage flow through the tip clearance of the nozzle vane significantly affected the flow field downstream of the nozzle vane with the smallest opening. However, the effect on leakage flow on the flow field downstream of the nozzle vane with the largest opening was very weak and the effect of wake is dominant.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제4권1호
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• pp.10-14
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• 2010

The Fuel system of T-50 Advanced Trainer is equipped with two boost pump and fuel flow proportioner for feeding fuel to turbo jet engine. when an unexpected failure occurs, they can feed the fuel to turbo jet engine which fuel quantity required. fuel quantity control method is applied for minimizing the center of gravity change. and fuel quantity control method is controlled by FQMS(Fuel Quantity Measuring System) and FFP(Fuel Flow Proportioner). This paper presents life cycle extension plans of FFP hydraulic motor by design improvements of connecting and arrangement of pipe comparing with KF-16.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.592-596
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• 2012

항공기 성능해석을 하기 위해서는 엔진 상세 데이터가 필수적으로 요구된다. 하지만 이러한 엔진 상세 데이터는 항공회사의 경험으로 축적된 자산이기 때문에 엔진 성능 정보를 구하기 어렵다. 본 연구에서는 일반적으로 공개된 자료와 문헌정보를 이용하여 혼합흐름 터보팬 엔진 성능 모델을 구축하고 결과를 비교하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.109-118
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• 2018

한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있는 폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.27-35
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• 2005

본 연구에서는 에어터보램제트(ATR) 엔진의 탈설계점 성능해석을 위한 코드를 개발하고 이를 이용하여 기 설계된 ATR 엔진에 대한 탈설계점 성능해석을 수행하였다. 미리 정의한 작동 영역 중 중요 작동점을 정의하여 성능해석을 수행하였으며, 작동 영역이 넓음을 고려하여 가변 흡입구 및 가변 노즐을 사용하는 것으로 가정하였다. 각 요소 부품은 탈설계점 성능을 계산할 수 있도록 수학적 모델을 개발하였으며, 이 과정에서 일부 설계 개념을 도입하여 각 요소 부품의 설계 인자에 따른 성능 변화도 계산하였다. 성능해석 결과 기 설계된 엔진은 ATR 비행체의 임무 영역(마하 6.0, 고도 30km)을 모두 달성하기 어렵고, 낮은 마하 수에서 예냉각기의 역할이 크지 않음을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권1호
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• pp.16-25
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• 2014

초기 개념설계를 위한 액체로켓엔진 시스템 통합 해석 프로그램을 개발하였다. 개발된 프로그램은 주추력실, 가스발생기, 터보펌프, 터빈, 파이프, 밸브 등의 부품 해석 모듈로 구성되었다. 각 해석 모듈은 구성품의 성능과 개략적인 형상, 무게를 추산할 수 있도록 개발되었으며 각기 결과의 타당성을 입증하였다.