• 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.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2014년도 제46회 동계 정기학술대회 초록집
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• pp.468-468
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• 2014

우리나라는 미국, EU, 러시아, 중국, 인도 등 다국간 협력 사업인 국제핵융합실험로(ITER) 사업에 참여하고 있으며, 블랑켓 일차벽 및 시험용 블랑켓 모듈(Test Blanket Module, TBM) 제작기술 개발에 필요한 고열부하 검증시험을 국내에서 자체적으로 실시하기 위한 고열부하시험 시설을 구축하였다. 한국원자력연구원에 설치된 고열부하시험 시설의 주요 사양은 다음과 같다. 열원으로는 전자빔을 사용하며, 빔출력은 최대 300 kW이고, 최대 출력밀도는 $10GW/m^2$이다. 전자빔의 최대 가속전압은 60 kV이고, 최대 조사 면적은 설계상 $70cm{\times}50cm$이다. 고열부하 장비는 핵융합환경과 유사한 고열부하를 시험대상물에 인가하여 접합 및 냉각 성능을 평가하는 장비이며, ITER 블랑켓 및 TBM 일차벽의 경우 약 $0.5MW/m^2$, 가속실험 혹은 사고 시 순간 시나리오 해석을 위해서 $5MW/m^2$까지 고려되기도 한다. ITER 블랑켓 일차벽 제작기술 개발 및 검증(2004~2011)에서는 외국장비(러시아 TSEFEY, 일본 JEBIS, 독일 JUDITH)를 활용하였으나, 고비용 문제와 장비 이용 시간의 제한에 따라 사용이 어려워, 국내에서는 KoHLT-1, 2 장비를 자체 구축하여 활용하여 왔다. 현재는 높은 열부하 인가조건, 약 $5MW/m^2$을 달성하기 위해서 전자빔을 이용한 고열부하시험 장치를 마련하였으며, ITER 블랑켓 일차벽 Semi-Prototype 검증시험, TBM, KSTAR 디버터 실험 등 핵융합로 일차벽 개발에 활용하고 있다. 전자빔, 전원 및 진공 chamber 등 전체 고열부하 시험장치를 구축하여 ITER 장치를 포함해서 토카막 디버터 등 핵융합 플라즈마 대면부품 (Plasma Facing Components, PFC) 재료 개발과 국방, 항공우주 분야의 열유속 게이지 측정법 향상 연구, 로켓 추진 엔진 연소실의 열유속 모니터링 연구, 항공기 프로펠러 연구 등에 활용할 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권3호
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• pp.54-65
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• 2022

2단형 소형위성발사체 상단 메탄엔진에 다중점화가 가능한 간결한 점화기를 개발하고 있다. 첫 번째로 적층제조 기술을 활용하여 믹싱헤드와 일체형으로 다중점화장치를 설계 및 제작하였다. 두 번째로 연소기 헤드에 공급되는 점화 추진제를 주-추진제 배관에서 분기하여 공급함으로써 점화가스 저장을 위한 별도의 고압 용기가 필요없다. 1톤급 액체산소/액체메탄 엔진 연소기 헤드에 일체형으로 고안된 신규 점화기에 대해서 점화기 단독시험, 연소기 점화시험 및 연소기 성능시험 등의 다양한 시험을 수행하였고, 안정적인 점화 성능을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제13권3호
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• pp.9-19
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• 2009

추진기관의 개발 단계에 있어서 정확한 추력 성능 평가는 매우 중요한 부분을 차지한다. 특히 저추력 액체로켓엔진의 경우 측정오차 및 추진제 공급시스템으로 인한 추력 손실이 측정된 추력에 미치는 영향은 상당하다. 본 연구에서는 이들의 영향을 최소화하는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 정 추력 측정 범위 150 ~ 1500 N, 추력 측정오차 10 N 이하의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 액체로켓엔진의 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력단계별시험을 바탕으로 신뢰도 평가 기법을 확립하여 본 연구에서 개발한 추력 측정 장치의 추력 측정 정확도 및 신뢰성을 향상시켰다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1995년도 제5회 학술강연회논문집
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• pp.49-55
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• 1995

이원 액체추진제를 사용하는 인공위성용 로켓 추진기관의 개발을 위한 핵심부품별 개념 및 상세설계, 성능해석, 성능실험용 시작품의 제작, 수류 성능실험 및 지상 연소시험이 수행되었다. 인공위성 궤도조종용 로켓 추진기관은 1.38MPa의 연소실 압력으로 4초동안 1780N(400$Ib_f$)의 평균추력을 내도록 설계되었으며, 산화제로는 질산, 연료로는 트리 에틸렌 아민(triethylene amine, TEA)과 자이리딘(xylidine)의 혼합물로 구성된 접촉발화형 이원 액체추진제를 사용하고, 추진제를 가압방식에 의해 연소실에 분사하는 방법으로 분사충돌, 미립화, 그리고 기화 후 연소시키게 된다. 효율적인 설계를 위하여 설계전용 소프트웨어를 개발하였으며, 추진기관의 핵심부품별로 유동 시뮬레이션을 수행하고, 해석결과와 수류 실험결과를 바탕으로 설계를 수정, 보완하였다. 지상 연소시험 및 수류 성능실험을 위하여 추진제 공급장치 및 계측 시스템이 설계, 제작되었고, 시스템의 작동 및 자료처리를 위한 소프트웨어를 개발하여 수류 성능실험 및 지상 연소시험에 사용하였으며, 연소시험결과 지상 평균추력 378$Ib_f$를 발생하였다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2007년도 제38회 하계학술대회
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• pp.1037-1038
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• 2007

프리피스톤 기관은 크랭크가 없는 엔진을 동력원으로 리니어 발전기를 구동시켜 전기에너지를 생성하는 시스템으로 기존 왕복 구동식 기관에 비해 기계적 손실이 작고, 팽창 에너지를 최대한 활용할 수 있는 고효율 기관으로 평가되고 있다. 또한 프리피스톤 기관은 가솔린, 디젤, 수소, 천연가스와 같은 청정 연료를 사용할 수 있기 때문에, 최근 에너지 수급 문제 및 대체 에너지원으로 활용할 수 있다는 장점을 가지고 있다. 프리피스톤 기관에 적용되는 리니어 발전기의 경우 기존 회전형 발전기보다 효율은 다소 떨어지는 단점은 있으나, 동력 변환을 하지 않는 리니어 엔진에 적용할 경우에는 효율적 이득을 볼 수 있다. 본 논문에서는 리니어 발전기의 성능 측정을 위한 시험 장치를 구성하고, 프리피스톤용 기관에 적용되는 평판형 및 원통형 타입의 리니어 발전기의 손실 및 효율 특성을 비교하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.54-63
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• 2006

이젝터는 고속의 주 유동으로 주변의 낮은 운동량을 가지는 유동을 운동량 교환을 통해 압축시켜 수송하는 장치로서 각종 초음속 시험설비의 마하 4, 고도 20 km 이상의 고고도 조건을 모사하기 위한 목적으로 사용될 수 있다. 항공우주연구원에서는 램제트 엔진 시험설비의 마하 $4\sim5$, 고도 $20\sim25km$의 작동조건을 모사하기 위한 이젝터를 설계하기 위하여 일본 항공우주연구소(JAXA)의 램제트/스크램 제트 엔진 시험설비(RJTF)의 공기 이젝터 성능해석 기법 및 설계 기법을 적용하여 기본 설계를 수행하였다. 또한 설계된 이젝터 형상을 토대로 FLUENT를 이용한 수치해석을 수행하여 이젝터 시스템 내부의 충격파 구조와 고고도 조건 모사를 위한 흡입 압력 값 및 시스템 내에서 냉각이 요구되는 영역을 파악하고 기본 설계 과정 결과의 타당성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.253-260
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• 2013

회전익기의 공기흡입구 주위 표면에 발생한 결빙은 엔진의 성능을 저해하는 요인으로 비행 안전성에 심각한 영향을 끼칠 수 있다. 항공기 표면에 발생하는 결빙현상을 분석하는데 많은 비용이 소요되는 결빙 풍동 시험 및 비행시험에 비해 전산유체역학을 기반으로 한 결빙 시뮬레이션은 매우 효과적인 도구가 될 수 있다. 본 연구에서는 결빙조건에서 회전익기 공기흡입구 부근에 설치된 방빙장치의 작동 유무에 따른 결빙의 양과 발생 영역을 CFD 예측기법 및 결빙 풍동시험을 통해 분석하였다. 방빙장치를 작동시킨 경우 공기 흡입구 표면에서의 결빙의 질량과 최대 두께가 약 80% 이상 감소하는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.119-122
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• 2009

본 연구는 친환경 추진제인 과산화수소($H_2O_2$)와 케로신을 추진제로 하는 액체 로켓 엔진에서의 막냉 각 장치 개발을 목적으로 이를 위하여 막냉각링을 설계/제작하고, 수류 시험을 통해 분무 특성과 공급 유량을 확인하였다. 또한 설계/제작된 막냉각링의 성능 예측을 위하여 열해석을 수행하였다. 수류 실험 결과 설계 유량(42.25g/s)이 공급됨을 확인하였고, 상대적으로 유속이 빠르고 홀 개수가 많은 막냉각링이 더 좋은 분무패턴을 보임을 확인하였다. 또한 열해석 결과 설계된 막냉각링이 충분한 냉각 성능을 가짐을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권6호
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• pp.144-148
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• 2023

항공기 배터리는 항공기의 엔진 시동 전원 및 비상 전원을 공급하는 역할을 하는 핵심 장비이다. 배터리는 안정적인 전원 공급을 위해 언제나 충분한 용량을 보장하도록 충전되어야 하며 높은 신뢰성을 유지해야 한다. T-50 계열 항공기 배터리는 -18 ℃ 이상의 낮은 온도에서 엔진을 최대 2회 시동할 수 있도록 설계하였으나, 겨울철에 엔진 시동에 실패하는 현상이 간헐적으로 발생하였다. 이에 본 논문에서는 배터리의 저온 충전 시 발생하는 실패 현상에 대하여 분석 및 시험을 수행하고 이를 바탕으로 충전 알고리즘을 개선하였다. 또한 저온시동 모사시험을 수행한 결과 저온에서의 배터리 충전 결함이 해결되었으며 충전 성능 향상이 확인되어 새로운 알고리즘의 개선을 확인하였다.