• 대한기계학회논문집B
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• 제32권2호
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• pp.107-116
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• 2008

The jet pumps are widely used to transfer the fuel between the tanks in an aircraft fuel supply system. However detailed design procedures for determining the size of components of the jet pumps are not known so well. In this paper, the flow characteristics of the jet pump, which is applied in the fuel transfer system for the smart UAV (Unmanned Aerial Vehicle), were experimentally investigated using the acrylic jet pump model for the visualization of the internal flow. The pressure distributions within the jet pump were measured, and then the loss coefficients of each part were calculated. The effects of Reynolds number and the distances (S) between the exit of the primary nozzle and the mixing chamber entrance were investigated. In addition, cavitation phenomena were considered through the flow visualization inside the jet pump. As a conclusion from the experiment, the contraction shape of the primary nozzle has a strong effect on the loss coefficient of the nozzle and the cavitation occurrence. Cavitation starts around the nozzle exit, and then it propagates to the full flow fields of the jet pump.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.76-83
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• 2004

CRW Tyre UAV 추진시스템은 수직으로 이착륙이 가능하고 고정익으로 고속 전진 비행이 가능한 개념으로 설계되었다. 이를 위해 추진시스템은 이착륙 시에는 로터를 구동시켜 수직으로 비행하고 고속 비행 시에는 로터를 정지시켜 날개로 사용하고 가스발생기에서 생성된 가스를 주 노즐로 분사하여 본래의 제트엔진으로 사용한다. ICV방법과 SIMULINK를 이용하여 천이 성능 해석을 수행하였다. 연료유량은 터빈 입구온도의 스텝과 과온 현상을 피하기 위해 램프 증가를 하였고 이에 따른 추력의 변화와 터빈 입구온도의 변화를 살펴보았다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.483-486
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• 2009

항공기의 초음속 배기노즐에서 피치 및 요 편향과 함께 가변으로 작동하는 추력편향 노즐에 대한 연구를 수행하였다. 최대속도 마하 1.8, 비행 반경 400Nm에 대한 가상의 항공기에 대한 엔진모델을 생성하여, 항공기의 각 작동영역에 대한 싸이클 해석을 수행하여 추력편향 노즐의 기본사양을 구성하였다. 이를 바탕으로 2차원 추력편향 노즐을 설계하고, 유동 분석은 피치 및 요각의 편향에 의해 수행되어졌다.

• 한국항공운항학회지
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• 제12권2호
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• pp.17-28
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• 2004

In unmanned aerial vehicle (UAV), the high temperature results from friction with the air, combustion of fuel and combustion gas of a nozzle etc. It causes serious problems in the UAV structure. The characteristic analysis of heat resistant metal and ceramic materials and creep analysis for the functionally graded material (FGM) is presented in this paper. FGM is composed of two constituent materials that are mixed up according to the specific volume fraction distribution in order to withstand high heat condition. In addition, the creep behavior of FGM applied in duct structure of an engine is analyzed.

• 문화기술의 융합
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• 제10권2호
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• pp.531-536
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• 2024

최근 농업분야의 스마트 농기계로 분류되고 있는 방제드론은 농촌지역의 고령화 시대를 맞이하여 작업 시간 단축과 방제효과를 높이기 위해 하드웨어 및 소프트웨어를 결합하여 스마트 방제 및 자동방제 시스템 구축을 위해 노력하고 있다. 본 논문에서는 관리관제 및 자동방제 시스템 구축을 위한 기초연구로 방제드론 전용노즐의 특성을 분석하였다. 다양한 드론 모델의 종류, 방제사, 바람, 비행속도, 비행고도, 날씨 조건, UAV 농약 종류 등 다양한 변수를 고려하기 위해서는 노즐의 특성파악과 범용성을 고려하여 약제살포 기준 제시가 가능한 관련 연구가 필요하다. 따라서 다양한 변수 고려가 가능하도록 자체 설계노즐을 기반으로 유동해석(CFD) 시뮬레이션을 실시하고 감수지 실험을 통하여 액적분포의 이론값과 실험값을 비교 분석하였다. 추후 드론운용에 따른 다양한 변수를 고려하여 정확한 비산을 산출하고 관리관제 및 자동방제 시스템에 활용하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권3호
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• pp.204-212
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• 2015

표적 대상 항공기의 적외선 lock-on range는 항공기의 생존성을 결정하는데 있어 중요한 요소이다. 본 연구에서는 무인항공기의 엔진 노즐 형상이 lock-on range에 미치는 영향에 관한 이론적 연구를 수행하였다. 이를 위해 가상 아음속 항공기의 임무 요구조건과 엔진 성능분석을 통한 형상 변형노즐을 고려하였다. 먼저 열유동장과 노즐 표면 온도분포를 해석한 다음, 적외선 신호 해석을 수행하였다. 또한 대기전파 모델인 LOWTRAN 코드를 이용하여 고도와 계절변화에 따른 대기투과율을 계산하였다. IR 유도 미사일의 센서 특성값을 가정하여 여러 노즐형상에 대한 lock-on 및 lethal envelope 계산을 수행하였다. 높은 세장비를 갖는 변형노즐의 경우 최대 55.3%의 lock-on range 감소가 가능한 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.215-218
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• 2003

본 연구에서는 회전익 상태에서 이/착륙, 저속 전진비행을 하고, 고정익 상태에서 고속 전진비행을 하는 스마트 무인기 추진시스템을 모델링하고 회전익 모드, 고정익 상태의 고속 비행모드, 팁 제트 노즐과 주 엔진 노즐을 모두 이용하는 혼합모드에 대해 정상상태 성능해석을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권2호
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• pp.142-149
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• 2013

추력편향 제어기술은 무인기의 고기동성 확보에 있어 필수적이다. 본 연구에서는 동축 코안다 효과를 이용한 초음속 사각노즐 유동의 추력편향 특성을 정량적으로 측정할 수 있는 다분력 시험장치를 개발하였다. 엄밀한 보정 및 자세한 자료분석 과정을 통하여 본 연구에서 개발된 시험장치의 로드셀 상호간섭에 의한 측정오차는 약 5% 미만임이 관찰되었고, 또한 고압 연결튜브에 의한 오차는 거의 무시할 수 있음이 판명되었다. 아울러 개발된 시험장치를 이용하여 본 연구의 동축 코안다 효과를 이용한 사각노즐의 추력편향 특성에 관한 기초적인 실험결과가 얻어졌다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.513-520
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• 2004

A steady-state/transient performance simulation model was newly developed for the propulsion system of the CRW (Canard Rotor Wing) type UAV (Unmanned Aerial Vehicle) during flight mode transition. The CRW type UAV has a new concept RPV (Remotely Piloted Vehicle) which can fly at two flight modes such as the take-off/landing and low speed forward flight mode using the rotary wing driven by engine bypass exhaust gas and the high speed forward flight mode using the stopped wing and main engine thrust. The propulsion system of the CRW type UAV consists of the main engine system and the duct system. The flight vehicle may generally select a proper type and specific engine with acceptable thrust level to meet the flight mission in the propulsion system design phase. In this study, a turbojet engine with one spool was selected by decision of the vehicle system designer, and the duct system is composed of main duct, rotor duct, master valve, rotor tip-jet nozzles, and variable area main nozzle. In order to establish the safe flight mode transition region of the propulsion system, steady-state and transient performance simulation should be needed. Using this simulation model, the optimal fuel flow schedules were obtained to keep the proper surge margin and the turbine inlet temperature limitation through steady-state and transient performance estimation. Furthermore, these analysis results will be used to the control optimization of the propulsion system, later. In the transient performance model, ICV (Inter-Component Volume) model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight conditions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the turbine inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Because the engine performance simulation results without the duct system were well agreed with the engine manufacturer's data and the analysis results using a commercial program, it was confirmed that the validity of the proposed performance model was verified. However, the propulsion system performance model including the duct system will be compared with experimental measuring data, later.