• 한국추진공학회지
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• 제26권2호
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• pp.47-59
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• 2022

비추력이 가장 높은 액체수소/액체산소 엔진은 발사체의 성능을 극대화하기 위하여 1950년대 부터 개발되어 현재까지 이용되고 있다. 최근 국내에도 수소 경제의 대두에 따라 세계 수준의 액체수소 생산, 운송 등 인프라 구축이 진행되고 있고, 이는 발사체 성능을 향상시킬 수 있는 절호의 기회다. 본 논문에서는 액체수소 엔진 개발을 위한 전반적인 측면을 살펴보았다. 추진제로서의 액체수소 적용의 타당성을 고찰하고, 국내의 액체수소 인프라 현황, 액체수소 엔진 개발을 위한 소요기술, 수소를 안전하게 다루기 위한 운용적 측면을 검토하고, 액체수소 엔진 개발을 위한 시험설비를 검토하였다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2005년도 제17회 워크샵 및 추계학술대회
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• pp.60-75
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• 2005

천연가스차량이 배출하는 미연 탄화수소 중 약 80%이상이 메탄으로 구성 되어있다. 메탄은 그 자체로 유독성 물질은 아니지만 이산화탄소와 더불어 지구온난화를 유발하는 온실가스로 향후 강력한 규제가 예상되는 물질로 이를 저감하는 기술 개발이 이루어져야하나 연료 특성상 이를 줄이는데 어려움이 있다. 최근 연구에 의하면 천연가스엔진에 수소를 일정량(15%이상) 첨가할 경우 배출가스 및 성능 이 상당량 개선되는 결과를 보이고 있다. 이는 종래 천연가스 연소의 문제점인 지연된 화염 전파 속도를 수소 연료를 첨가함에 따라 화염 전파속도를 촉진시켜 적정한 연소를 야기 시켜 미연탄화수소 배출이 줄어들고 열효율도 향상되는 결과를 보이고 있다. 이와 같이 수소와 천연가스연료의 각각의 장점을 활용한 Hy-thane 엔진을 개발할 경우 무공해엔진에 근접한 초 저공해 동력장치 개발이 가능하며 이에 대한 상용화 측면에서 산업용 발전기, GEHP, 차량용 엔진 등 활용도가 크기 때문에 그 개발이 절실히 필요하다고 할 수 있다. 따라서 본 과제에서는 이중연료를 사용하는 수소-천연가스 기관을 개발하고 이를 효과적으로 제어할 수 있는 제어시스템을 개발하여, 기관효율 향상과 배기가스저감을 이루었다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.148.2-148.2
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• 2012

2차 대전 이후 미국과 소련의 우주 경쟁으로 인해 로켓엔진에 대한 많은 발전이 이루어졌고 그 결과 새로운 엔진 사이클과 많은 종류의 추진제가 개발되었다. 냉전 후 많은 ICBM이 민간용으로 개조되었지만 대부분의 민간용 발사체는 연료로 케로신과 액체수소를 사용하고 있다. 아폴로 계획까지 우주개발 초창기에는 미, 소 양국 모두 케로신 엔진을 주축으로 사용하였으나 우주왕복선의 시대가 도래한 이후 미국에서는 수소엔진을 주력으로 사용하였다. 그러나 현재 우주왕복선이 퇴역한 이후 러시아의 도움을 받아 개발 혹은 수입된 케로신 엔진이 델타와 아틀라스에 사용되고 있다. 또한 최초의 민간발사체인 팰콘에도 멀린이라는 케로신 엔진이 적용되었다. 수소엔진 이후에 새로이 개발되고 있는 메탄엔진은 아직 실용화에는 이르지 못하였기 때문에 적어도 당분간은 케로신 엔진이 로켓엔진 분야를 선도할 것으로 보인다.

• 한국수소및신에너지학회논문집
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• 제15권2호
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• pp.129-136
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• 2004

환경문제와 석유자원의 고갈이 많은 연구자들을 기존 탄화수소연료를 대체할수 있는 재생 가능한 연료를 구하는데 많은 노력을 기울이고 있다. 수소연료는 유해배기물질이 없는 연소와 또한 연소후에 재생 가능한 물성분만 배출하는 속성으로 미래의 청정에너지로 각광을 받고 있다. 이러한 이유로 수소연료는 수송기계의 연료로도 주목을 받고 있다. 따라서 수소연료기관 개발은 21세기에도 지속적으로 진행될 것이다. 이에대한 초기연구로 기체 LPG 연료가 아닌 액체 LPG 연료를 흡기관에 분사하여 기화된 LPG 연료를 엔진으로 흡입하는 LPi엔진에 수소연료를 과급하여 엔진에 성능을 연구하고자 하였다.

• 한국가스학회지
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• 제19권6호
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• pp.22-27
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• 2015

최근 고고도 장기체공 무인기의 개발이 활발하게 진행되고 있는 가운데, 중량당 에너지 밀도가 높아서 왕복동 엔진의 연료로서 적합한 수소 연료를 적용하는 것이 경제성과 기술성 측면에서 유리한 것으로 검토되었다. 본 연구에서는 2.4리터급 왕복동 가솔린엔진을 수소엔진으로 개조하기 위하여 수소연료를 공급하기 위한 실험장치를 구축하고 수소연료 공급이 가능한 인젝터를 장착하였으며 범용 엔진제어기를 이용하여 엔진을 구동시킴으로써 시동 및 공회전 시의 연소 특성을 파악하였다. 안전하게 엔진 시동성을 확보하였고 공회전 상태를 유지할 수 있는 조건을 탐색하였다. 또한 공회전 상태에서 공연비와 점화 타이밍을 변경해보면서 연소 안정성을 비롯한 기본적인 연소 특성을 살펴봄으로써 향후 수소엔진을 활용한 무인기의 동력원을 개발하기 위한 기초를 마련하였다.

• 에너지공학
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• 제25권4호
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• pp.13-29
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• 2016

본 연구에서는 실제 난지 하수처리장에서 바이오가스를 연료로 사용하여 발전할 때, 가스엔진에서 발생하는 고장 사례에 대한 조사와 분석을 통해 바이오가스 플랜트의 주요 고장원인을 분석하고, 그 대책을 제시하였다. 바이오 가스엔진에 유입되는 바이오 가스 속의 황화수소와 수분 제거설비의 간헐적인 오작동으로 인한 수분이 바이오 가스엔진의 인터쿨러 부식을 초래하였다. 또한 바이오가스 속의 실록산이 이산화규소와 규산염 화합물을 형성하여 피스톤 표면 및 실린더라이너 내벽의 긁힘과 마모 등의 손상을 유발하였다. 연소실과 배기가스 설비에 부착된 물질들은 황화수소와 다른 불순물질이 결합한 것으로 분석되었다. 이러한 원인으로는 바이오 가스 속의 고함량(50ppm이상)의 황화수소가 탈황설비에 장기간 공급되었고, 탈황설비내 활성탄의 파과점 도달에 따른 제거효율 저하 때문에 황화수소가 엔진으로 유입됨으로써 발생한 것으로 사료된다. 또한, 황화수소는 흡착탑의 실록산 제거용 활성탄 기능을 저하시킴으로써 제거되지 않은 실록산 화합물이 엔진으로 유입되어 다양한 형태의 엔진고장을 유발한 것으로 판단된다. 따라서, 황화수소와 실록산, 수분은 바이오 가스엔진 고장의 주요 원인으로 볼 수 있으며, 이 중 황화수소는 고장을 일으키는 다른 물질과 반응하며, 전처리 공정에 중대한 영향을 미치는 물질로 볼 수 있다. 결과적으로, $H_2S$ 제거방법의 최적화가 안정적인 바이오 가스엔진 운영을 위한 필수적인 대책으로 사료된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.15-15
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• 1998

마하 수 6 이상인 극초음속 비행에는 스크램제트(SCRamjet : Supersonic Combustion Ramjet) 엔진이 가장 적합한 엔진으로 알려져 있고 현재 미국을 중심으로 이 엔진의 개발에 많은 노력을 기울이고 있다. 스크램제트 엔진의 성공적인 개발을 위해서는 초음속 공기 내에서 연료의 분사를 통한 가장 효율적인 연소를 유도할 수 있어야 한다. 초음속 상태의 공기와 연료의 혼합을 증대시키고 연소안정성을 향상시키는 방법으로 연소기 내에 인위적으로 경사충격파를 발생시키는 방안이 Marble 등에 의해 최초로 도입되었다. 본 연구에서는 스크램제트엔진 내의 연소기를 모델링하여 마하수 2.5의 초음속공기 유동 중앙에 수소 제트를 분사하여 초음속 수소-공기 화염을 만들고 연소기의 측면에 동일한 모양과 크기의 쐐기를 각각 부착시켜 평면 경사충격파를 발생시켰다 본 실험은 충격파가 초음속 화염에 미치는 영향을 연구한 최초의 실험연구이다.

• 한국수소및신에너지학회논문집
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• 제4권1호
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• pp.51-64
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• 1993

• 한국가스학회지
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• 제24권6호
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• pp.28-33
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• 2020

수소 연료를 적용한 2행정 기반의 소형 SI 엔진의 성능 특성에 관하여 살펴보았다. 이를 위하여 주로 모형 항공기용으로 사용되는 210 cc급 엔진을 비롯하여 소형 동력계 및 수소연료와 엔진 오일 공급을 위한 장치를 포함한 실험을 구성하였다. 우선 가솔린 연료를 공급한 기본 상태의 엔진 출력과 토크를 측정해 보았으며, 최대 6 kW 수준의 출력을 확인하였다. 이후 수소 연료를 공급하면서 성능 시험을 수행하였는데, 수소의 경우에는 공기과잉율 기준 공연비가 낮아질수록 즉, 연료 공기 혼합기가 농후해 질수록 역화 현상이 발생하여 출력에 제한이 생길 뿐만 아니라 엔진 하드웨어에도 치명적인 영향을 줌을 확인하였다. 따라서 공기과잉율을 기준 수치 이상에서 엔진을 운전하며 안정적인 수준의 연소를 통하여 가솔린 성능의 절반 수준인 최대 3 kW 의 출력 성능이 나옴을 최종 확인하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.148.1-148.1
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• 2012

로켓 혹은 우주발사체의 주엔진에는 대부분 연료와 산화제를 연소시켜 나오는 에너지를 사용하는 화학로켓이 주종을 이루어 왔다. 이러한 로켓엔진에서 그동안 연료로는 수소계, 탄화수소계, 아민계 등 다양한 화학물질이 사용되어 왔으나, 산화제로는 강한 산화성을 나타내면서 밀도가 높은 몇몇 물질만이 제한적으로 사용되어져 왔으며, 최근에는 주로 액체산소(LOx)와 사산화질소(N2O4)가 사용되고 있다. 그러나 산화제 중 액체산소는 극저온이면서 상대적으로 밀도가 낮고, 사산화질소는 강한 독성을 지니고 있으며 액체로 존재하는 구간이 좁아 연구 목적의 소형발사체를 구현하는 것에는 많은 어려움이 있다. 이러한 이유로 최근 소형발사체 개발분야에서는 상온저장성이면서 친환경적인 과산화수소(H2O2)와 아산화질소(N2O)를 산화제로 활용하는 것에 대한 관심이 고조되고 있으나, 대형 추진기관을 개발하는 연구자들로부터는 액체산소를 사용할 때 보다 엔진 자체의 비추력이 상대적으로 낮다는 이유로 활용이 외면되어 온 것이 사실이다. 본 연구에서는 엔진 자체의 추진성능 보다는 사실상 발사체의 목적이라고 할 수 있는 추진단 속도증분을 성능의 지표로 삼아 평가하였으며, 결과를 통하여 과산화수소와 아산화질소의 높은 밀도가 엔진의 낮은 비추력을 충분히 보상할 수 있음을 보였다. 과산화수소와 아산화질소는 교육/연구용 소형발사체 구성에 충분히 활용가능한 산화제이며, 실제 발사에서 충분한 비행성능을 기대할 수 있는 물질로 평가할 수 있다.