Finite element analysis was performed to analyze structural safety of a new heavy-duty direct injection diesel engine. A half section of the in-line 6-cylinder engine was selected as a computational domain. A mapping method was used to project heat transfer coefficients from CFD results of engine coolant flow onto the FE model. The accurate setting of thermal boundary condition on the FE model was expected to result in improved prediction of temperature, cylinder bore distortion, and stresses. Characteristics of high cycle fatigue were investigated by assuming the engine was operated under the following five loading conditions repeatedly; assembly force, assembly force with thermal loading, alternating maximum gas pressure loading at each cylinder combined with assembly force and thermal loading. Distribution of fatigue safety factor was calculated by using it Haigh diagram in which the maximum and the minimum stresses were selected from the five loading cases.
Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA) has been conducting research and development of the Scramjet engines and their derivative combined cycle engines as hypersonic propulsion system for space access. Its history will be introduced first, and its recent advances, focusing on the engine performance progress, will follow. Finally, future plans for a flight test of scramjet and ground test of combined cycle engine will be introduced. Two types of test facilities for testing those hypersonic engines. namely, the 'Ramjet Engine Test Facility (RJTF)' and the 'High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST)' were designed and fabricated during 1988 through 1996. These facilities can test engines under simulated flight Mach numbers up to 8 for the former, whereas beyond 8 for the latter, respectively. Several types of hydrogen-fueled scramjet engines have been designed, fabricated and tested under flight conditions of Mach 4, 6 and 8 in the RJTF since 1996. Initial test results showed that the thrust was insufficient because of occurrence of flow separation caused by combustion in the engines. These difficulty was later eliminated by boundary-layer bleeding and staged fuel injection. Their results were compared with theory to quantify achieved engine performances. The performances with regards to combustion, net thrust are discussed. We have reached the stage where positive net thrust can be attained for all the test coditions. Results of these engine tests will be discussed. We are also intensively attempting the improvement of thrust performance at high speed condition of Mach 8 to 15 in High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST). Critical issues for this purposemay be air/fuel mixing enhancement, and temperature control of combustion gas to avoid thermal dissociation. To overcome these issues we developed the Hypermixier engine which applies stream-wise vortices for mixing enhancement, and the M12-engines which optimizes combustor entrance temperature. Moreover, we are going to conduct the flight experiment of the Hypermixer engine by utilizing flight test infrastructure (HyShot) provided by the University of Queensland in fall of 2005 for comparison with the HIEST result. The plan of the flight experiment is also presented.
액체로켓은 연소기, 가스발생기, 터보펌프, 터빈 등으로 구성된 시스템이며, 각 요소들을 연결해주는 공급계 부품들로 구성되어 있다. 각 부품들이 액체로켓 성능에 복합적인 영향을 미치기 때문에 개념설계 전 시스템의 전체적인 예비해석이 반드시 필요하다. 액체로켓 엔진 시스템의 각 구성품 모듈을 고려한 통합 해석 프로그램의 개발은 이루어지지 않았다. 본 논문에서는 액체로켓 공급계 부품의 모델구성 및 검증을 거친 후 가스발생기 사이클 구성하였으며, 대표적인 가스발생기 사이클인 F-1 엔진의 결과와 비교하였다.
이중 모드 램젯 엔진 모델의 램젯 모드 연소 시험을 수행하였다. 엔진 모델은 흡입구, 연소기 및 노즐로 이루어졌다. 로켓 기반 복합 사이클 엔진에 사용하는 것을 전제로 큰 후향 계단을 가지는 형상을 선택하였다. 시험은 마하 5, 고도 24 km 조건에서 수행하였다. 연료를 카울면과 바닥면에 분산하여 다중 분사를 한 경우에 안정적인 연소를 달성할 수 있었다. 또한 연료 당량비를 카울면에서 0.5, 바닥면에서 0.5로 하여 총 당량비 1.0으로 한 경우에 연소기 내부에서 열질식이 발생하여 유동이 아음속으로 조성되는 램젯 모드로 운전됨을 확인하였다.
Kim, Hye-Sung;Kim, Kui-Soon;Oh, Se-Jong;Choi, Jeong-Yeol;Yang, Won-Seok
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
/
제16권4호
/
pp.529-536
/
2015
Various R&D programs for rocket-based combined cycle (RBCC) engines have progressed worldwide for the space development and the defense applications. As a way toward indigenous domestic RBCC program, a preliminary design of flight test conditions was studied in this study for a sub-scale RBCC engine using a sounding rocket. Launch and flight profiles were calculated for several booster options and compared with that of HyShot II program. The result shows that the Korea Sounding Rocket-II (KSR-II) is a proper candidate to perform the flight test available in Korea. The recommend flight test conditions with KSR-II are Mach 6.0 with a test vehicle of 230 kg and Mach 7.4 with 50 kg. Present study will soon be followed by a design of sub-scale RBCC for a flight test using a sounding rocket.
DARPA는 항공 우주 분야에서 미국의 군사적 우위를 유지하기 위하여 다양한 극초음속 비행체 연구개발 프로그램을 진행하고 있다. DARPA의 극초음속 비행체 개발의 중심에는 HTV-1, HTV-2, HTV-3X를 거쳐 HCV로 진행되는 단계별 장기 계획을 포함하는 Falcon 프로그램이 있으며, 극초음속 항공기의추진기관인 TBCC 엔진 기술 연구 개발 프로그램인 HiSTED, FaCET, MoTr 및 Vulcan 프로그램을 진행하고 있다. 본 문건은 이들 프로그램의 배경 및 기술 요소 및 프로그램 사이의 관계 등에 정리한 것이다.
A stirling engine is a mechanism used to convert heat to power and operates on a closed regenerative thermodynamic cycle with compression and expansion of the working fluid at different temperature. The performance of a stilting cycle machine is a function of six independent parameters, namely; (1) speed N(r.p.m), (2) pressure of the working fluid p(Pa), (3) ratio of the temperature in the compression and expansion space ${\tau}(=T_C/T_E)$ , (4) ratio of the swept volumes in these two spaces K, (5) phase angle $\alpha$ and (6) dead volume ratio X. This paper describes the procedure and presents the results of computations carried out to establish the optimum combinations of these six parameters for maximum engine output for the machine acting as a prime mover, over a combined temperature range from $300^{\circ}K$ to $1000^{\circ}K$ and dead volume ratio X ranging from 0.1 to 2.0. The output of a stilting cycle machine can be expressed in terms of nondimensional power in several different ways. Four methods were studied in detail, the parameters optimized and design charts and engine power charts prepared. The results of this paper may be useful as a guide to the likely effects on the performance of some of the important design parameters and regenerator design.
This paper describes development status and program of ATREX engine as a propulsion system of future spaceplane. Development activities using ATREX-500 engine from 1990 were finished in 2003 with large number of outcomes. We made system-level validation of the hydrogen fuel turbojet engine with air precooling device under sea level static condition. As a next step, we started design of the flight-type ATREX engine with large thrust and lightweight.
최신 엔진에 사용되는 애프터버너는 늘어난 엔진의 출력밀도(Power Density)를 감당하기 위해 기존 애프터버너와는 다른 설계 패러다임을 가지게 되었다. 가장 눈에 띄는 변화로는 애프터버너로 유입되는 공기의 온도 상승으로 인해 연료분사장치/화염안정화장치가 통합되는 설계 방식이다. 또한, 운용성을 좋게 하기 위해 Radial 형태의 형상을 사용한다. 최신예 엔진인 F414 및 F110-GE-132 엔진에는 이와같은 형태의 장치에 추가로 CMC(Ceramic Matric Composite)가 사용된 가변노즐과 ejector 노즐을 적용한 능동 냉각 개념의 가변노즐등으로 엔진 부품의 수명을 늘려서 경제성을 제고한 것으로 조사되었다. 이러한 기술 경향은 차세대 램제트 엔진이나, TBCC와 같은 복합싸이클 엔진에도 적용가능할 것으로 판단된다.
Anti-icing is important in gas turbines because ice formation on compressor inlet components, especially inlet guide vane, can cause performance degradation and mechanical damages. In general, the compressor bleeding anti-icing system that supplies hot air extracted from the compressor discharge to the engine intake has been used. However, this scheme causes considerable performance drop of gas turbines. A new method is proposed in this study for the anti-icing in combined cycle power plants(CCPP). It is a heat exchange heating method, which utilizes heat sources from the heat recovery steam generator(HRSG). We selected several options for the heat sources such as steam, hot water and exhaust gas. Performance reductions of the CCPP by the various options as well as the usual compressor bleeding method were comparatively analyzed. The results show that the heat exchange heating system would cause a lower performance decrease than the compressor bleeding anti-icing system. Especially, the option of using low pressure hot water is expected to provide the lowest performance reduction.
본 웹사이트에 게시된 이메일 주소가 전자우편 수집 프로그램이나
그 밖의 기술적 장치를 이용하여 무단으로 수집되는 것을 거부하며,
이를 위반시 정보통신망법에 의해 형사 처벌됨을 유념하시기 바랍니다.
[게시일 2004년 10월 1일]
이용약관
제 1 장 총칙
제 1 조 (목적)
이 이용약관은 KoreaScience 홈페이지(이하 “당 사이트”)에서 제공하는 인터넷 서비스(이하 '서비스')의 가입조건 및 이용에 관한 제반 사항과 기타 필요한 사항을 구체적으로 규정함을 목적으로 합니다.
제 2 조 (용어의 정의)
① "이용자"라 함은 당 사이트에 접속하여 이 약관에 따라 당 사이트가 제공하는 서비스를 받는 회원 및 비회원을
말합니다.
② "회원"이라 함은 서비스를 이용하기 위하여 당 사이트에 개인정보를 제공하여 아이디(ID)와 비밀번호를 부여
받은 자를 말합니다.
③ "회원 아이디(ID)"라 함은 회원의 식별 및 서비스 이용을 위하여 자신이 선정한 문자 및 숫자의 조합을
말합니다.
④ "비밀번호(패스워드)"라 함은 회원이 자신의 비밀보호를 위하여 선정한 문자 및 숫자의 조합을 말합니다.
제 3 조 (이용약관의 효력 및 변경)
① 이 약관은 당 사이트에 게시하거나 기타의 방법으로 회원에게 공지함으로써 효력이 발생합니다.
② 당 사이트는 이 약관을 개정할 경우에 적용일자 및 개정사유를 명시하여 현행 약관과 함께 당 사이트의
초기화면에 그 적용일자 7일 이전부터 적용일자 전일까지 공지합니다. 다만, 회원에게 불리하게 약관내용을
변경하는 경우에는 최소한 30일 이상의 사전 유예기간을 두고 공지합니다. 이 경우 당 사이트는 개정 전
내용과 개정 후 내용을 명확하게 비교하여 이용자가 알기 쉽도록 표시합니다.
제 4 조(약관 외 준칙)
① 이 약관은 당 사이트가 제공하는 서비스에 관한 이용안내와 함께 적용됩니다.
② 이 약관에 명시되지 아니한 사항은 관계법령의 규정이 적용됩니다.
제 2 장 이용계약의 체결
제 5 조 (이용계약의 성립 등)
① 이용계약은 이용고객이 당 사이트가 정한 약관에 「동의합니다」를 선택하고, 당 사이트가 정한
온라인신청양식을 작성하여 서비스 이용을 신청한 후, 당 사이트가 이를 승낙함으로써 성립합니다.
② 제1항의 승낙은 당 사이트가 제공하는 과학기술정보검색, 맞춤정보, 서지정보 등 다른 서비스의 이용승낙을
포함합니다.
제 6 조 (회원가입)
서비스를 이용하고자 하는 고객은 당 사이트에서 정한 회원가입양식에 개인정보를 기재하여 가입을 하여야 합니다.
제 7 조 (개인정보의 보호 및 사용)
당 사이트는 관계법령이 정하는 바에 따라 회원 등록정보를 포함한 회원의 개인정보를 보호하기 위해 노력합니다. 회원 개인정보의 보호 및 사용에 대해서는 관련법령 및 당 사이트의 개인정보 보호정책이 적용됩니다.
제 8 조 (이용 신청의 승낙과 제한)
① 당 사이트는 제6조의 규정에 의한 이용신청고객에 대하여 서비스 이용을 승낙합니다.
② 당 사이트는 아래사항에 해당하는 경우에 대해서 승낙하지 아니 합니다.
- 이용계약 신청서의 내용을 허위로 기재한 경우
- 기타 규정한 제반사항을 위반하며 신청하는 경우
제 9 조 (회원 ID 부여 및 변경 등)
① 당 사이트는 이용고객에 대하여 약관에 정하는 바에 따라 자신이 선정한 회원 ID를 부여합니다.
② 회원 ID는 원칙적으로 변경이 불가하며 부득이한 사유로 인하여 변경 하고자 하는 경우에는 해당 ID를
해지하고 재가입해야 합니다.
③ 기타 회원 개인정보 관리 및 변경 등에 관한 사항은 서비스별 안내에 정하는 바에 의합니다.
제 3 장 계약 당사자의 의무
제 10 조 (KISTI의 의무)
① 당 사이트는 이용고객이 희망한 서비스 제공 개시일에 특별한 사정이 없는 한 서비스를 이용할 수 있도록
하여야 합니다.
② 당 사이트는 개인정보 보호를 위해 보안시스템을 구축하며 개인정보 보호정책을 공시하고 준수합니다.
③ 당 사이트는 회원으로부터 제기되는 의견이나 불만이 정당하다고 객관적으로 인정될 경우에는 적절한 절차를
거쳐 즉시 처리하여야 합니다. 다만, 즉시 처리가 곤란한 경우는 회원에게 그 사유와 처리일정을 통보하여야
합니다.
제 11 조 (회원의 의무)
① 이용자는 회원가입 신청 또는 회원정보 변경 시 실명으로 모든 사항을 사실에 근거하여 작성하여야 하며,
허위 또는 타인의 정보를 등록할 경우 일체의 권리를 주장할 수 없습니다.
② 당 사이트가 관계법령 및 개인정보 보호정책에 의거하여 그 책임을 지는 경우를 제외하고 회원에게 부여된
ID의 비밀번호 관리소홀, 부정사용에 의하여 발생하는 모든 결과에 대한 책임은 회원에게 있습니다.
③ 회원은 당 사이트 및 제 3자의 지적 재산권을 침해해서는 안 됩니다.
제 4 장 서비스의 이용
제 12 조 (서비스 이용 시간)
① 서비스 이용은 당 사이트의 업무상 또는 기술상 특별한 지장이 없는 한 연중무휴, 1일 24시간 운영을
원칙으로 합니다. 단, 당 사이트는 시스템 정기점검, 증설 및 교체를 위해 당 사이트가 정한 날이나 시간에
서비스를 일시 중단할 수 있으며, 예정되어 있는 작업으로 인한 서비스 일시중단은 당 사이트 홈페이지를
통해 사전에 공지합니다.
② 당 사이트는 서비스를 특정범위로 분할하여 각 범위별로 이용가능시간을 별도로 지정할 수 있습니다. 다만
이 경우 그 내용을 공지합니다.
제 13 조 (홈페이지 저작권)
① NDSL에서 제공하는 모든 저작물의 저작권은 원저작자에게 있으며, KISTI는 복제/배포/전송권을 확보하고
있습니다.
② NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 상업적 및 기타 영리목적으로 복제/배포/전송할 경우 사전에 KISTI의 허락을
받아야 합니다.
③ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 보도, 비평, 교육, 연구 등을 위하여 정당한 범위 안에서 공정한 관행에
합치되게 인용할 수 있습니다.
④ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 무단 복제, 전송, 배포 기타 저작권법에 위반되는 방법으로 이용할 경우
저작권법 제136조에 따라 5년 이하의 징역 또는 5천만 원 이하의 벌금에 처해질 수 있습니다.
제 14 조 (유료서비스)
① 당 사이트 및 협력기관이 정한 유료서비스(원문복사 등)는 별도로 정해진 바에 따르며, 변경사항은 시행 전에
당 사이트 홈페이지를 통하여 회원에게 공지합니다.
② 유료서비스를 이용하려는 회원은 정해진 요금체계에 따라 요금을 납부해야 합니다.
제 5 장 계약 해지 및 이용 제한
제 15 조 (계약 해지)
회원이 이용계약을 해지하고자 하는 때에는 [가입해지] 메뉴를 이용해 직접 해지해야 합니다.
제 16 조 (서비스 이용제한)
① 당 사이트는 회원이 서비스 이용내용에 있어서 본 약관 제 11조 내용을 위반하거나, 다음 각 호에 해당하는
경우 서비스 이용을 제한할 수 있습니다.
- 2년 이상 서비스를 이용한 적이 없는 경우
- 기타 정상적인 서비스 운영에 방해가 될 경우
② 상기 이용제한 규정에 따라 서비스를 이용하는 회원에게 서비스 이용에 대하여 별도 공지 없이 서비스 이용의
일시정지, 이용계약 해지 할 수 있습니다.
제 17 조 (전자우편주소 수집 금지)
회원은 전자우편주소 추출기 등을 이용하여 전자우편주소를 수집 또는 제3자에게 제공할 수 없습니다.
제 6 장 손해배상 및 기타사항
제 18 조 (손해배상)
당 사이트는 무료로 제공되는 서비스와 관련하여 회원에게 어떠한 손해가 발생하더라도 당 사이트가 고의 또는 과실로 인한 손해발생을 제외하고는 이에 대하여 책임을 부담하지 아니합니다.
제 19 조 (관할 법원)
서비스 이용으로 발생한 분쟁에 대해 소송이 제기되는 경우 민사 소송법상의 관할 법원에 제기합니다.
[부 칙]
1. (시행일) 이 약관은 2016년 9월 5일부터 적용되며, 종전 약관은 본 약관으로 대체되며, 개정된 약관의 적용일 이전 가입자도 개정된 약관의 적용을 받습니다.