• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
• /
• 제40권9호
• /
• pp.743-748
• /
• 2016

선박의 주기관으로 통상 사용되는 디젤기관은 터빈기관과 같은 회전기관과 달리 왕복동기관이기 때문에 실린더의 폭발력과 피스톤의 왕복관성력에 의한 불평형 관성력 및 관성모멘트, 실린더내의 주기적인 변동가스압력 등으로 인하여 본질적인 진동문제를 안고 있다. 이것은 엔진의 진동은 소음의 원인이 되고, 선체구조나 인접구조물에 전달되어 2차진동이 발생시키는 경우가 많다. 본 연구는 선박의 엔진과 축계의 자유진동해석과 엔진 폭발에 의한 강제진동해석을 하고, 나아가서 플라이휠에 부진동 장치인 동흡진기를 설치하여 진동을 줄이는 방법을 제안하고자 한다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제15권2호
• /
• pp.23-28
• /
• 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.

• 한국추진공학회지
• /
• 제18권3호
• /
• pp.62-69
• /
• 2014

초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 후기연소기 장착 터보팬 엔진의 축소-확대 노즐에 대한 예비 연구를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이패스비를 가진 후기 연소기 장착 터보팬 엔진에 대한 사이클 모델을 설정하였다. 설정된 모델 엔진을 이용하여 Gasturb 12 소프트웨어로 설계점에 대한 성능해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 얻을 수 있었다. 항공기 이륙시의 최대추력 조건으로부터 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 탈 설계점 성능해석은 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m로 운용되는 항공기의 다양한 운용조건에 대하여 수행하였다.

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

• 항공우주기술
• /
• 제3권2호
• /
• pp.81-90
• /
• 2004

액체로켓엔진에서 터보펌프의 160kW급 터빈 구동용의, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 가스발생기의 탈설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 가스발생기의 탈설계점 연소시험에서 연소압력은 O/F비와 추진제 공급유량의 함수로 나타나는데, 출구 온도편차는 turbulence ring이 있는 경우 ±7.5K 이내로 매우 균일한 공간적 온도분포임을 확인하였다. 각각의 탈설계점 연소시험에서 가스발생기 출구 온도는 가스발생기로 공급되는 추진제의 O/F 비의 함수로 나타낼 수 있었다. 본 가스발생기의 탈설계점 연소시험 결과, 특히 가스발생기의 혼합비와 가스온도와의 관계는 향후 개발되어질 가스발생기 설계나 저혼합비 연소해석 코드를 작성 시 매우 유용하게 사용되어질 것이다.

• 대한기계학회논문집A
• /
• 제40권7호
• /
• pp.653-658
• /
• 2016

가스터빈엔진의 고온 부품은 초내열 합금 재료를 이용하며, 냉각설계 적용으로 형상이 복잡하여 정밀 주조 과정을 거치게 된다. 터빈 부품에 주로 적용이 되는 일방향 응고 및 단결정 재료는 제조 과정에서 결정립 성장 방향이 설계와 다르게 섭동을 가지게 되며, 이는 각 방향에 대한 재료 상수의 섭동을 유발하여 응력 분포의 변화와 함께 피로 수명에 큰 산포를 야기하게 된다. 본 연구에서는 일방향 응고 재료 노즐에 대하여 결정립 성장 방향의 섭동에 대한 구조 건전성의 영향을 저주기 피로 수명을 통해 확인하여, 향후 제작 허용값에 대한 제안 및 좀 더 정교한 통계적 접근이 필요함을 확인하고자 한다. 이를 위해 복합 열전달 해석을 통해 금속 온도 분포를 계산하고 이를 근거로 구조 해석 및 저주기 피로 수명을 계산하였다.

• 한국자동차공학회논문집
• /
• 제15권3호
• /
• pp.99-105
• /
• 2007

Currently, BLDC fuel pump was applied on LPi vehicle using 3rd fuel supply system as liquified phase LPG injection method had already shown better performance than others. Its cost, however, is rather expensive because of drawbacks such as complicated structure, a fault of localization of system. In this work, demonstration system for a developed turbine type fuel pump to replace BLDC system was setup and investigated. This study results that fuel mass flow rate of turbine type pump and injection performance of injector were better compared to BLDC type. Comparing flow rate of summer LPG with that of winter LPG, the flow rate decreased about 25% using winter LPG. Performance applying turbine type LPi fuel pump to engine is confirmed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.250-257
• /
• 2007

항공기용 엔진은 설계 개발 단계에서 성능, 신뢰성, 안정성, 수명을 판단하는 시험에 엄청난 시간과 비용이 든다. 가상 엔진의 "Numerical Test Cell" 시험은 다분야 연계 해석을 통하여 하드웨어의 개발에 필요한 시간과 비용을 줄일 수 있다. 본 논문에서는 미국과 유럽에서의 전체 엔진 시뮬레이션 프로그램의 개발 활동을 소개한다. 미국의 NASA Glenn 연구소는 기존의 코드들을 결합하고 기능을 개선하여 NPSS를 개발하는 연구를 이끌고 있으며, 유럽에서는 대학, 연구소, 기업체로 구성된 VIVACE 컨소시움이 각 기관의 프로그램을 통합하여 PROOSIS를 개발하고 있다. 아울러 현재의 상황에 대한 고찰을 통하여 국내 개발의 가능성을 살펴보았다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제11권4호
• /
• pp.38-45
• /
• 2007

국내 최초로 액체로켓엔진용 연료 과농 가스발생기가 개발되었으며 이것은 고온, 고압가스(약 900 K, 약 58 bar)를 초당 4 kg이상 발생시킬 수 있다. 고압가스는 터보펌프 터빈을 구동하며, 추진제 탱크에 필요한 열 공급원으로 사용될 수 있다. 본 가스발생기는 개념설계 및 초기 개발시험을 거쳐 최종 형상이 결정되었으며, 구조 및 열 해석이 동시에 진행되었다. 제작은 정밀 기계가공과 표면처리, 특수용접공정을 통해 이루어졌으며, 최종 개발 성능 및 기능 특성 확인을 위해 두 종류의 가스발생기가 제작되어 연소시험을 통한 평가가 진행되었다. 안정적인 점화 및 연소특성과 함께 발생 연소가스의 온도분포 및 평균온도 특성이 양호하며, 개발 요구 조건을 본 개발품이 만족하는 것으로 성공적인 개발이 이루어졌다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
• /
• pp.181-185
• /
• 2006

국내 최초로 개발된 액체로켓엔진용 연료 과농 가스발생기는 900 K 정도의 온도를 갖는 58 bar 수준의 고압가스를 초당 4 kg이상 발생시킬 수 있다. 고압가스는 터보펌프 터빈을 안정적으로 구동할 수 있으며, 추진제 공급탱크 가압에 필요한 열원으로 사용될 수 있다. 본 가스발생기는 개념설계 및 일련의 초기 개발시험을 거쳐 최종 형상이 결정되었으며, 구조 및 열 해석이 동시에 진행되었다. 제작은 정밀 기계가공과 표면처리, 특수용접 공정을 통해 이루어졌으며, 최종 개발 성능 및 기능 특성 확인을 위해 총 다섯 차례의 연소시험이 진행되었다. 시험결과를 통해 안정적인 점화 및 연소특성과 발생 연소가스의 온도분포 및 평균온도 특성이 개발 요구규격을 본 개발품이 만족하는 것으로 판단하였다.