• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.99-105
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• 2005

장기체공 소형 무인기 실용화를 위해서는 연료소비율이 우수한 엔진 개발이 매우 중요하다. 본 연구에서는 4행정 글로우 플러그 엔진을 가솔린 엔진으로 개조하였다. 고공에서의 엔진 성능예측에 필요한 시뮬레이션 프로그램 개발을 위하여 지상에서 엔진 성능을 측정하였다. 측정결과 고속에서 윤활부족으로 인하여 엔진 마찰력이 급격히 증가함을 알 수 있었다. 지상 시험결과를 토대로 개발된 엔진성능 예측 프로그램에 의하면 고도가 상승할수록 연료소비율이 악화되는데 이는 윤활부족에 의한 마찰력 손실은 고도에 관계없이 거의 일정하기 때문이다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제8권1호
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• pp.49-55
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• 2005

Due to small and light mission payloads, subsystems and propulsion system, small sized UAVs come to be available for reconnaissance that have been performed by aircraft and huge UAVs. The objective of this study is to develop an efficient propulsion system for small reconnaissance UAVs. A glow engine was modified for an efficient and robust 4-stroke gasoline engine with carburetor, new electronic control unit and lubrication system. Engine modification technique and small engine performance test stand are capable of economical method for military UAVs.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제10권1호
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• pp.84-92
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• 2002

On the cold start of LPG engine, as the engine temperature has not reached its equilibrium temperature, liquid LPG could not be changed perfectly gaseous LPG, although it was passed to the vaporizer. Liquid and gas mixed fuel could influence starting ability and exhaust emission characteristics of LPG engine. In this study, the vaporization characteristic of liquid LPG was investigated with a conventional vaporizer and the vaporizer with heat source(glow plug) installed at preheated chamber inlet, by using the visualization methods and engine test. According to visualization result, even if the engine coolant temperature was $14^{\circ}C$, liquid fuel was supplied to primary chamber over 25 seconds without vaporizing from preheated chamber in such a conventional vaporizer. However, the vaporizer with heat source do not correspond with that, scarcely had been trim on glow plug when LPG began to vaporize. The effectiveness of heat source could be verified by application to the conventional LPG engine.

• 한국전자통신학회논문지
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• 제18권2호
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• pp.269-276
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• 2023

본 연구에서는 1시간 이상 체공이 가능하도록 드론에 적용하기 위한 하이브리드 동력시스템을 제안한다. 이 동력시스템은 발전기에서 발생되는 교류를 다이오드 브리지 회로를 통해 직류로 변환하여 배터리를 충전시키고 동력시스템의 높은 제어성능을 얻기 위하여 분리된 셀을 갖는 배터리시스템을 사용한다. 본 논문에서는 부하별 연비와 출력을 분석하였으며, 또한 선정된 발전기의 성능을 연구하였다. 제안된 하이브리드 동력시스템을 장착한 드론은 중량 대비 출력 비율이 0.82로 계산되었으며, 비행시간은 4,179초 동안 비행하였다.