• 한국항공우주학회지
• /
• 제46권10호
• /
• pp.791-797
• /
• 2018

본 연구에서는, 충격파 터널을 이용하여 한국형발사체의 발사 후 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km에서의 고공환경모사 연구를 수행하였다. 시험모델을 고정하는 지지대로 인한 유동교란 최소화를 위해 여러 다른 지지대 형상을 고려하였으며, 교란이 최소화된 지지대를 적용한 추력기 시험모델을 사용하여 단발-플룸의 추진기관을 포함한 고공환경모사 실험을 수행하였다. 가시화기법을 통한 추력기 시험을 통해 충격파 패턴뿐만 아니라 배기 플룸과 자유류 유동 간의 상호작용으로 발생하는 전반적인 유동 패턴을 실험적으로 확인하였다. 전산해석결과와 실험결과와의 비교를 통해 선단에서의 충격파 위치는 동일, 후단과 노즐부에서는 불필요 충격파로 인한 ${\pm}7%$의 오차 발생이 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.344-347
• /
• 2011

본 논문은 한국형 기동헬기(수리온)에 탑재되는 T700/701K 터보 샤프트 엔진의 인증과정에 대해서 기술한다. T700/701K 엔진은 군용 헬기엔진으로 널리 사용되고 있는 GE사의 T700-701C/D엔진을 후방 구동형으로 개조 개발한 엔진이다. 주요 개발 내용은 크게 엔진 장착 요구조건에 의한 후방 구동형 개조, 동력터빈 성능 향상 및 엔진 운전 신뢰성 향상을 위한 2채널 FADEC 시스템 적용 등이다. 따라서 T700/701K 엔진이 수리온에 장착되어 비행을 하기 위해서 엔진 개발규격서의 요구도를 검증하여 정부의 인증을 받아야 한다. 개조 개발에 따른 영향성을 고려하여 성능을 포함한 엔진 주요 요구도는 해석과 시험을 통하여, 그리고 T700-701C/D 엔진과 동일한 부품 및 모듈에 대한 요구도는 유사성(Similarity) 해석을 통하여 검증을 수행 중이며, 2012년 상반기에 군용항공기 감항인증 절차에 따라서 인증이 될 예정이다.

• Journal of Electrical Engineering and Technology
• /
• 제9권1호
• /
• pp.143-153
• /
• 2014

This paper presents a novel application of LCC resonant converter for 60kW EV fast charger and describes development of the high efficiency 60kW EV fast charger. The proposed converter has the advantage of improving the system efficiency especially at the rated load condition because it can reduce the conduction loss by improving the resonance current shape as well as the switching loss by increasing lossless snubber capacitance. Additionally, the simple gate driver circuit suitable for proposed topology is designed. Distinctive features of the proposed converter were analyzed depending on the operation modes and detail design procedure of the 10kW EV fast charger converter module using proposed converter topology were described. The proposed converter and the gate driver were identified through PSpice simulation. The 60kW EV fast charger which generates output voltage ranges from 50V to 500V and maximum 150A of output currents using six parallel operated 10kW converter modules were designed and implemented. Using 60kW fast charger, the charging experiments for three types of high-capacity batteries were performed which have a different charging voltage and current. From the simulation and experimental results, it is verified that the proposed converter topology can be effectively used as main converter topology for EV fast charger.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제32권7호
• /
• pp.126-132
• /
• 2004

위성 추진제 탱크의 열제어는 써모스탯에 의해 작동되는 히터를 이용해 수행된다. 적절한 위치에 써모스탯을 부착하는 것이 관건이지만 구형 탱크에서는 부착위치를 수치적으로 정확하게 부여하는 것이 불가능하다. 실제로는 도면에 대략적으로 위치를 제시한 후 작업자의 경험과 판단에 의존하여 써모스탯을 부착하는 것이 현실이다. 그러므로 써모스탯의 부착위치에 대한 민감도 해석을 수행함으로써 그에 따른 탱크의 열적 거동 및 열제어에 미치는 영향을 정량적으로 파악하였다. 실제 탱크 모듈 조립시 써모스탯의 부착위치에 대한 오차가 존재하더라도 설계 도면에 명시된 값보다 크게 벗어나지 않는 한 탱크의 열제어 성능은 충분히 보장되리라 판단된다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제10권3호
• /
• pp.18-25
• /
• 2006

체계 요구조건에 빠르고 정확한 자료제공을 위해 고체추진기관 구조체에 대한 설계자동화 프로그램인 'ProDes'를 개발하고 검증하여 그 성능을 입증하였다 주어진 체계설계 요구도 및 구속조건으로부터 총 개발기간과 인력을 획기적으로 감소시키며, 또 설계, 해석, 시뮬레이션 및 도면화 등 일련의 업무를 통합적으로 수행하기 위해 프로그램 개발이 수행되었다. 프로그램은 모듈화되어 있으며, 각 단계별 계산은 설계 변수별 적용연구가 수행되어 최종 설계 목표치에 도달되도록 구성 되어있다. 다양한 종류의 마스터 모델로 된 구성품과 체결형태는 구축된 라이브러리 DB 모듈로부터 얻어진다. 개발 프로그램을 이용한 추진기관 구조체 설계와 기존 상세된 설계를 비교 분석한 결과 서로 잘 일치함을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제23권4호
• /
• pp.81-91
• /
• 2019

고체 로켓 모터 성능을 계산하기 위해 Face offsetting method를 사용하여 3차원 그레인 burn-back 해석을 수행하였다. 그레인 연소 형상 해석은 표면의 이동을 계산하는 이동 경계면 문제이다. 기존 연구에서는 다양한 이동 경계면 해석 기법이 그레인 burn-back 해석에 적용되었으나 결과가 불완전했다. 이에 본 연구에선 face offsetting method를 사용한 그레인 burn-back 해석 모듈을 개발하였다. Face offsetting method는 기존 해석 기법의 장점을 조합하여 강건하고 정밀한 이동 경계면 해석을 수행한다. 해석 결과, face offsetting method가 그레인 burn-back 해석에 유용함을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.369-375
• /
• 2004

Gas turbine engine simulation in terms of transient, steady state performance and operational characteristics is complex work at the various engineering functions of aero engine manufacturers. Especially, efficiency of control system design and development in terms of cost, development period and technical relevance implies controlling diverse simulation and identification activities. The previous engine simulation has been accomplished within a limited analysis area such as fan, compressor, combustor, turbine, controller, etc. and this has resulted in improper engine performance and control characteristics because of limited interaction between analysis areas. In this paper, we propose a new simulation methodology for gas turbine engine performance analysis as well as its digital controller to solve difficulties as mentioned above. The novel method has particularities of (ⅰ) resulting in the integrated control simulation using almost every component/module analysis, (ⅱ) providing automated math model generation process of engine itself, various engine subsystems and control compensators/regulators, (ⅲ) presenting total sophisticated output results and easy understandable graphic display for a final user. We call this simulation system GT3GS (Gas Turbine 3D Graphic Simulator). GT3GS was built on both software and hardware technology for total simulation capable of high calculation flexibility as well as interface with real engine controller. All components in the simulator were implemented using COTS (Commercial Off the Shelf) modules. In addition, described here includes GT3GS main features and future works for better gas turbine engine simulation.

• 전기학회논문지
• /
• 제60권12호
• /
• pp.2236-2245
• /
• 2011

This paper deals with the levitation force characteristics of electromagnet for MAGLEV vehicle application. The magnetic flux density distribution and levitation force characteristics of the electromagnet are investigated by means of equivalent magnetic circuit model. Firstly, we defined the aligned and unaligned electromagnet module for the full-electromagnet, and magnetic flux paths are represented for each model including leakage and fringing flux paths. Because of the analysis model contains both the permanent magnet and electromagnet coil, we calculated the airgap magnetic flux density and levitation forces using flux superposition in electromagnetic circuit. The results are validated extensively by comparison with finite element analysis. Moreover, the 1/4 scaled magnetic levitation and propulsion test vehicle has been manufactured and tested in order to verify these predictions. The experimental results confirms the validity of the analytical prediction with equivalent magnetic circuit model for the description of a electromagnet.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제27권10호
• /
• pp.1377-1384
• /
• 2003

An analysis has been performed for active thermal control of the KOMPSAT monopropellant rocket engine assembly, i.e., dual thruster module(DTM). The main efforts of this work have been directed at determining proper heater sizes for propellant valves and catalyst beds necessary to maintain their temperatures within specified temperature ranges under KOMPSAT environment and operational conditions. The TAS incorporated with TRASYS thermal radiation analyzer was used to establish a complete heat transfer model which allows to predict the DTM temperature as a function of time. The thermal analysis has been performed in transient mode to verify the appropriate power for catalyst bed heaters necessary to increase catalyst bed temperature to the required value within a specified period of time. Similar analysis has been executed to validate the heater power for the thermostatically controlled primary and redundant heater circuits used to prevent hydrazine freezing, i.e., single fault. Moreover the effect of the radiative property of thermal control coating of heat shield was examined. Thruster firing condition was also simulated for the heat soakback condition. As a consequence, all thermal analysis results for DTM satisfactorily met the thermal requirements for the KOMPSAT DTM under the worst case average voltage, i.e. 25 volt.

• 한국전산구조공학회논문집
• /
• 제18권1호
• /
• pp.71-78
• /
• 2005

수정 시뮬레이티드어닐링은 Simulated Annealing(SA)가 확률 탐색 방법을 사용하기 때문에 수렴시간이 오래 걸리는 단점를 개선한 방법이다. 따라서 본 논문에서는 RSA와 SA을 트러스구조물과 인공위성구조물의 최적화에 적용하여 서로 비교하여 보았다. 최적화 예제로 10부재 트러스, 실제 응용예제로 인공위성구조물은 위성 상단 플랫폼과 추진모듈의 최적화를 수행하였다. 인공위성구조물의 최적화에서 응력과 고유진동수, 전단응력 등을 제한조건으로 고려하여 최적화를 수행하였다. 인공위성구조물의 최적화를 수행한 결과 RSA을 이용하여 다양한 인공위성 구조물의 최적화에 적용될 수 있음을 확인하였으며, 인공위성 구조물의 최적화에서 RSA가 SA보다 수렴속도가 향상되었음을 확인하였다.