• 한국추진공학회지
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• 제20권2호
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• pp.86-93
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• 2016

75톤급 액체로켓엔진용 터보펌프 개발 시제에 대한 조립체 성능시험이 터보펌프 실매질 시험설비에서 수행되었다. LN2와 케로신을 적용한 첫 시험에서는 터보펌프 구성품들의 조립체 상태에서의 수력/공력 성능 및 출력 매칭 점검이 설계회전수 근방에서 이루어 졌으며 LOX와 케로신을 적용한 실매질 시험에서는 터보펌프의 설계성능 및 엔진운용영역 탈설계 성능 검증이 이루어졌다. 탈설계시험의 경우, 내구성 검증을 위해 엔진의 운용시간을 초과하여 터보펌프가 운용되었으며 펌프입구압력을 설계 요구 유효흡입양정(NPSHr)에 가깝게 설정하여 흡입성능 검증을 병행하였다. 개발된 75톤급 액체로켓용 터보펌프는 성능, 운용시간의 엔진 요구규격을 만족시키는 것으로 확인되었다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제39권2호
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• pp.203-209
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• 2015

건설기계 산업에서 배기 및 연비 규제를 만족하기 위하여 엔진 시스템이 점차 전자제어화 되고 있으며, 이를 제어하기 위한 EMS(Engine Management System)의 복잡도 또한 증가하고 있다. 본 연구에서는 EMS function 개발 시, 비용 및 개발기간의 단축을 위한 HiLS(Hardware in the Loop Simulation) 시스템을 개발하였다. HiLS 에 내장된 엔진 모델은 크게 Air, Fuel, Torque 및 동력계 모델로 구성되어있고 실시간 엔진 모사를 위하여 Mean value modeling 방법을 적용하였다. 이 연구를 통하여 개발한 HiLS 시스템은 EGR(Exhaust Gas Recirculation) 시스템과 Turbocharger 가 장착된 건설기계용 디젤엔진을 이용하여 정확성을 검증하였고, 테스트 결과 실 엔진 대비 90% 이상의 정확도를 얻었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권6호
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• pp.104-110
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• 2018

액체로켓엔진 작동 모드 해석은 엔진 개발과정에서 설계/시험/분석을 위한 필수 도구이다. 구성품 수락시험 결과를 반영한 엔진 작동 모드 해석은 엔진 시험 결과와 차이를 보인다. 가스발생기 사이클 엔진 작동점 해석 모델에서 엔진 시험 결과를 재현하기 위한 성능 인자를 파악하고 보정 방법을 정의하였다. 연소기, 가스발생기, 터보펌프의 성능과 연소기 배관, 가스발생기 배관의 유량 계수를 보정하여 시험결과와 같은 유량, 압력, 터보펌프 회전수 등 엔진 성능 변수에 상응하는 엔진 해석 모델을 얻었다. 성능 인자 보정을 적용하여 한국형 발사체용 75톤급 엔진의 시스템 해석 모델을 획득하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1169-1170
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• 2017

체계적인 한국형발사체 엔진시스템 개발을 위하여 꼭 필요한 문서들의 관리를 위한 엔진시스템개발 문서관리시스템(Engine System Development Document management system, 이하 ESDD)을 구축한 후, 현재 1번의 시스템 업그레이드를 통하여 ESDD 2.0을 운영 중에 있다. 이에 더하여 엔진시스템 개발시험 전후의 관련 문서들을 통합하여 관리하기 위하여 ESDD 3.0 개발을 진행하고 있다. 따라서 본 논문에서는 엔진시험로그북, 엔진시험일정/평가표 등이 포함된 ESDD 3.0의 구축개념 및 방향에 대하여 간략하게 서술하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.870-875
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• 2004

In Japan, a long-waited civil aero engine development project has been recently started by the New Energy and Industrial Technology Development Organization, NEDO. “High efficiency,” “environmentally friendliness” and “low-cost” are the key words of the target engine. The target engine is of l0000-lb thrust with project consists of three phases: Feasibility studies and market research in the first phase, FY 2003, engine component development in the second phase, FY 2004-2006, and core and full engine demonstrators in the third phase, FY 2007-2009. In league with this government/industry joint funded project, Institute of Space Technology and Aeronautics, JAXA, has initiated “Clean Engine Technology” project.

• Journal of Biosystems Engineering
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• 제30권6호통권113호
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• pp.354-359
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• 2005

This is a fundamental study to develop a bio-gas utilization technology using livestock manure. Especially, this study was carried out to develop an engine using bio-gas. A bio-gas engine was designed and manufactured by modification of a diesel engine of 3 cylinders powering 13.31 kW/2800 rpm, changing the fuel supplying system fit for bio-gas. The result showed that, when the Air/Fuel ratio was controlled with fixed spark timing, the power of biogas-fueled engine is about $10.6{\~}14.6\%$ lower then that of LNG-fueled engine because of low volumetric efficiency. The engine output and torque was $11.85{\~}13.3$ kW, $39.5{\~}40.8\;N{\cdot}m$, respectively at the engine speed of 2600 rpm. Bio-gas consumption rate was 260.20 g/kW/hr, 315.20 g/kW/hr in engine speed or 1000 rpm, 2800 rpm, respectively.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제8권2호
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• pp.27-32
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• 2014

From the flight safety and the performance point of views, a new engine installation impacts an helicopter development or upgrade program significantly. More than a close relationship between an aircraft manufacturer and an engine manufacturer is necessary for the best integration work from the program initiation phase. In this paper, technical cooperation between aircraft and engine companies, and technical supports by the engine manufacturer for the T700/701K engine during the Surion development program are summarized. The applications of official technical program documents, US Mil-spec, France airworthiness regulations as the standard of the engine installation work, and engineering activities at each phase such as contract, design and manufacturing, flight clearance, ground and flight tests are described. This paper would be a cornerstone for the future domestic helicopter development program.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제14권1호
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• pp.138-143
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• 2006

Modification of injector, oil ring tension reduction and oil pump rotor re-matching with optimization of relevant engine control parameters could drive fuel consumption reduction of HSDI diesel engine. A 5 holes injector was replaced with a 6 holes with smaller nozzle hole diameter and 1.5 k factor, and evaluated in a view of fuel economy and emission trade-offs. With introducing smaller nozzle hole diameter injector, PM(Particulate Matter) was drastically decreased for low engine load and low engine rpm. Modification of oil pump and oil ring was to reduce mechanical friction and be proved to better fuel economy. Optimization of engine operating conditions was a great help for the low fuel consumption. Influence of the engine operating parameters· including pilot quantity, pilot interval, air mass and main injection timing on fuel economy, smoke and NOx has been evaluated with 14 points extracted from NEDC(New European Driving Cycle) cycle. The fuel consumption was proved to $7\%$ improvement on an engine bench and $3.7\%$ with a vehicle.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제22권6호
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• pp.120-127
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• 2014

Robustness and controllability are the key factors in internal combustion engine commercialization. This study focuses on the combustion strategy to commercialize the low temperature diesel combustion technology. Various LTC combustion methods such as PPCI, MK and highly diluted mixing controlled LTC were conducted on 6.0L heavy duty diesel engine. To find the best feasible LTC strategy, emission level, fuel consumption and combustion safety during the combustion mode change were considered. Experiments were carried out under various engine operating conditions; engine speed & load, EGR level, injection timing. Finally, this study suggests realizable LTC combustion strategy; moderate EGR level and slight early injection are possible to considerably lower PM, NOx emission and expand LTC operating range up to 50% load without CO and HC emission.

• 한국추진공학회지
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• 제25권4호
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• pp.19-27
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• 2021

한국형발사체용 연소기 성능 고도화를 위한 핵심기술을 검증하기 위해 고압 축소형 연소기를 개발하였다. 성능 고도화를 위한 핵심기술은 고압 연소기용 분사기 설계, 적층제조기법을 적용한 연소안정화 장치 개발, 고압 축소형 연소기 헤드 및 재생냉각 연소실 설계/제작 등이다. 고압 축소형 연소기 개발을 통해 핵심기술을 검증하였고, 이 기술들은 향후 대형 액체로켓엔진 연소기 개발에 활용될 예정이다.