초록 ▼

IV. 연구개발 결과
아래와 같이 본 연구를 통하여 2016년도 연구개발 목표를 완수 하였다.
고고도 장기체공 무인기용 수소왕복엔진 시스템의 상세설계 및 해석을 수행하였다. 수소 연료의 조기점화 및 역화 방지를 위하여 당량비를 0.6으로 낮췄으며, 당량비 조정에 따른 동력 감소를 보정하기 위하여 엔진 입구 압력을 1.7 bar로 높여 과급하였다. 이에 따라 다단 터보차저 시스템 레이아웃을 조정하였다.
엔진 시뮬레이션 모델링의 신뢰도 향상을 위하여 엔진 매니폴드 형상 등을 추가 적용하였으며, 가솔린 엔진 시험 결과와

IV. 연구개발 결과
아래와 같이 본 연구를 통하여 2016년도 연구개발 목표를 완수 하였다.
고고도 장기체공 무인기용 수소왕복엔진 시스템의 상세설계 및 해석을 수행하였다. 수소 연료의 조기점화 및 역화 방지를 위하여 당량비를 0.6으로 낮췄으며, 당량비 조정에 따른 동력 감소를 보정하기 위하여 엔진 입구 압력을 1.7 bar로 높여 과급하였다. 이에 따라 다단 터보차저 시스템 레이아웃을 조정하였다.
엔진 시뮬레이션 모델링의 신뢰도 향상을 위하여 엔진 매니폴드 형상 등을 추가 적용하였으며, 가솔린 엔진 시험 결과와 비교하여 시뮬레이션 모델의 타당성을 확인하였다. 역화 방지와 출력 보상을 위한 조건을 적용한 수소 엔진 시스템 시뮬레이션 모델을 구축하였으며, 엔진 구동 변수들의 최적화를 수행하였다. 3단 터보차저 및 인터쿨러를 적용한 수소 엔진 시스템 모델을 이용하여 지상에서 고도 60,000 ft까지 엔진 회전수 변화를 통해 목표 엔진 출력을 달성할 수 있음을 확인하였다.
수소 왕복엔진 시스템을 고고도 장기체공 무인기에 장착하기 위한 nacelle 내부장착설계 및 덕트 유동해석을 수행하였다.
수소왕복엔진 시스템의 주요 구성품인 터보차저와 열교환기 대한 설계 및 해석기술 확보를 위하여 고압 터보차저의 압축기와 터빈과 대한 유동해석을 수행하였다. 또한, 압축기의 casing treatment 및 고고도 성능 확인을 위한 유동해석을 수행하였다.
고고도 장기체공 무인기용 수소 엔진의 인터쿨러를 설계하기 위하여 ε-NTU 기법을 적용한 준 1차원 설계/해석 프로그램을 개발 및 적용하였으며 터보차저의 요구 조건을 만족시킬 수 있도록 핀 형상 설계를 수행하였다. 또한, 인터쿨러의 압력 손실률을 예측하기 위하여 3차원 수치해석을 수행하였다.
터보차저용 원심압축기의 성능 평가 및 핵심기술 개발을 위한 지상 성능시험 리그 구축을 위하여 임펠러 시제, 하우징, 회전 축계 및 윤활장치 등에 대한 상세설계 및 제작을 수행하였다. 열교환기(인터쿨러) 설계 절차 및 설계/해석 결과 검증을 위하여 인터쿨러 장착 시험부 및 과급공기 공급 매니폴드 등 상세 형상을 반영한 시험리그를 구축하였다. 터보차저 특성 파악과 다단 터보차저 지상시험 및 고고도 시험을 위한 기본 장치로 활용하기 위하여 1단 터보차저 지상시험 리그를 설계/제작하였다.
수소왕복엔진 초기 성능 개발을 위하여 가솔린 연료 적용 엔진시험을 수행하였으며 중속 운전조건에서 수소 연료 적용 성능시험을 수행하였다. 또한, 역화방지를 위한 엔진 조건 및 운전변수 최적화를 위하여 역화 억제 인자 변경 시험을 수행하였다.

Abstract ▼

IV. Results of the research
The research and development goal of 2016 was accomplished through this study as follows.
Detailed design and analysis of the hydrogen reciprocating engine system for HALE UAV were conducted. In order to prevent premature ignition and backfire of hydrogen fuel, the

IV. Results of the research
The research and development goal of 2016 was accomplished through this study as follows.
Detailed design and analysis of the hydrogen reciprocating engine system for HALE UAV were conducted. In order to prevent premature ignition and backfire of hydrogen fuel, the equivalence ratio was lowered to 0.6, and the inlet pressure of the engine was increased to 1.7 bar to compensate for the power reduction due to the equivalence ratio adjustment. Accordingly, the layout of the multi-stage turbocharger system was adjusted.
In order to improve the reliability of the engine simulation modeling, the engine manifold shape, etc. were additionally applied and the validity of the simulation model was confirmed by comparing with the gasoline engine test results. We have constructed a simulation model of a hydrogen engine system applying the conditions for prevention of backfire and output compensation. The engine operating parameters were also optimized. Using the hydrogen engine system model including a three-stage turbocharger and the intercoolers, it was confirmed that the target engine output can be achieved by varying the engine speed from the ground up to 60,000 ft.
The nacelle internal mounting design and duct flow analysis were carried out to mount the hydrogen reciprocating engine system on HALE UAV.
For the design and analysis of turbocharger and heat exchanger, which are the major components of the hydrogen reciprocating engine system, the flow analysis of the compressor and turbine of the high pressure turbocharger was performed. In addition, the flow analysis of the casing treatment of compressor and the flow analysis for confirming the high altitude performance were carried out.
In order to design an intercooler of the hydrogen engine system for HALE UAV, a quasi one-dimensional design/analysis code using ε-NTU technique was developed and applied and a pin shape design was performed to meet the turbocharger requirements. Three dimensional numerical analysis was performed to predict the intercooler pressure loss ratio.
Detailed design and fabrication of impeller, housing, rotational shaft and lubrication equipment were carried out for the performance evaluation of centrifugal compressor for turbocharger and the ground performance test rig construction for core technology development. In order to verify the design procedure and design/analysis results of the heat exchanger (intercooler), a test rig was built to reflect the details of the intercooler test section and the boosting air supply manifolds. Turbocharger ground test rig was designed and built to utilize as a basic device for a study of turbocharger characteristics and multi-stage turbocharger ground test and high altitude test.
In order to develop the initial performance of the hydrogen reciprocating engine, the gasoline fuel application engine test was performed and the hydrogen fuel application performance test was carried out at medium speed operation condition. In addition, backfire inhibiting factor change test was performed to optimize engine condition and operating parameters to prevent backfire.

목차 Contents

• 표지 ... 1제 출 문 ... 2요 약 문 ... 3SUMMARY ... 6CONTENTS ... 10목차 ... 12표목차 ... 14그림목차 ... 16제 1 장 서론 ... 20 제 1 절 기술개발의 필요성 ... 20 제 2 절 기술개발의 목표 및 범위 ... 21제 2 장 국내외 기술개발 현황 ... 22 제 1 절 국내 기술개발 현황 ... 22 제 2 절 해외 기술개발 현황 ... 25제 3 장 연구개발 수행 내용 및 결과 ... 29 제 1 절 수소왕복엔진 시스템 설계 및 해석 ... 29 제 2 절 수소왕복엔진 시스템 시뮬레이션 ... 44 제 3 절 3단 터보차저 시스템 장착설계 ... 68 제 4 절 터보차저 및 열교환기 상세해석 ... 75 제 5 절 주요 구성품 및 터보차저 지상시험리그 구축 ... 103 제 6 절 왕복엔진 수소연료 적용성 선행연구 ... 128제 4 장 연구개발목표 달성도 및 대외 기여도 ... 146제 5 장 연구개발결과의 활용계획 ... 149제 6 장 참고 문헌 ... 150끝페이지 ... 153