항공기 가스터빈 엔진은 폭넓은 운용 영역에서 다양한 임무 수행을 하도록 요구되어짐에 따라 항공기 전체의 성능과 직관되는 엔진의 성능에 대한 정밀한 동적 모사와 제어는 매우 중요하다. 본 연구에서는 대표적인 동적 모사 프로그램인 DYNGEN을 이용하여 비선형 동적 모사를 하였고, 이를 바탕으로 엔진의 제어를 위해 비선형 엔진에 대한 Piecewise 선형화를 통해 선형 동적 모사를 수행하였으며, 엔진의 최적 제어 기법으로 LQR 방법을 이용하여 성능 제어를 수행하였다.
원유 정제의 가장 heavy한 잔류물인 중잔유(heavy residual oil)의 IGCC 프랜트의 적용성능을 평가하기 위한 방안으로, 정적시스템 모사방법을 사용하여 중잔유를 발전 연료로 사용한 IGCC 플랜트를 모사하였다. 모사에 적용한 중잔유는 Visbreaker Residue와Butane Asphalt이며, 시스템 모사방법의 검증을 위해서, 중잔유의 가스화 반응 모사결과를 Shell사에서 발표한 실증자료와 비교하여 사용된 모사방법이 적절함을 입증한 후 이 결과를 이용하여 IGCC 플랜트에 대한 모사에 적용하였다.
본 연구에서는 GUI환경을 제공하는 SIMULINK를 이용한 터보제트 엔진의 성능모사 프로그램을 새로이 제안하였다. SIMULINK 성능모사 프로그램에 의한 성능해석 결과는 기개발된 FORTRAN 성능모사 프로그램의 결과와 비교하였다. 비교결과 SIMULINK 프로그램과 FORTRAN 프로그램에 의한 결과 사이에 다소 큰 차이를 보이는데 이는 구성품간 조합방법의 차이에 기인한 것으로 추정되며, 추후 개선을 할 예정이다.
가스터빈 엔진에 대한 엔진 진단기술에 대한 관심이 높아지고 있으며, 엔진 건전성 진단기술에 적용 가능한 정확한 엔진 성능모사 프로그램의 중요성은 점점 더 커지고 있다. 이를 위한 엔진 성능모사는 설계점 해석으로부터 시작하여 탈설계점 성능모사, 부분부하 성능모사를 정확하게 수행해야 할 필요가 있다. 이에 따라 본 연구에서는 2-스풀 분리 배기 방식 터보팬 엔진에 대한 엔진 시뮬레이션 프로그램을 개발하고 PW(Pratt & Whitney)사의 JT9D-7R4G 엔진을 해석하였다. 각 비행영역에서의 설계점과 탈설계점에서의 정상상태 성능모사를 수행하고, 최대이륙조건 설계점과 순항상태 설계점의 해석결과의 차이를 비교하였다. 또한 구성품 성능선도 축척법 중 하나인 Reynold's Correction의 효과를 분석하였다. 개발된 프로그램의 결과와 NPSS의 결과를 비교하여 프로그램을 검증하였다.
중형항공기용 터보팬 엔진의 정상상태 및 천이상태 성능을 해석하고 제어기 설계를 위한 선형모델을 구하였다. 정상상태 성능해석은 설계점으로 선정한 지상정지조건과 최대상승조건(Mach=0.78, 고도=36000ft) 및 순항조건(Mach=0.78, 고도=39000ft)을 고려하였으며, 저압압축기의 공회전 상태에서 최대 회전속도까지의 부분부하성능해석을 수행하였다. 부분부하 성능해석 결과 90% RPM 조건에서 가장 연료소모율이 적어 경제적임을 알 수 있다. 동적 성능모사는 각각의 대기조건에서 연료가 Step 증가, Ramp 증가 및 감소, Step 증가 후 Ramp 감소하는 경우에 대해 수행하였다. 모사결과 고려된 모든 조건에서 연료의 Step 증가시 고압압축기의 터빈입구온도가 제한온도를 초과하여, 보다 빠른 가속과 최적의 성능을 위해서는 적절한 제어가 필요함을 알 수 있었다. 또한 최대상승조건에서 연료를 Step 증가시킬 경우 고압압축기에서 실속이 발생하여 이에 대한 대책도 필요함을 알 수 있었다.
중형항공기용 터보펜 엔진의 성능모사와 LQR 제어기 설계에 대한 연구를 수행하였다. 동적 성능모사를 설계점으로 선정한 지상최대이륙조건과 탈설계점으로 선정한 최대상승조건과 순항조건에 대하여 Step 증가, Ramp 증가, Ramp 감소, Step증가 후 Ramp 감소의 4가지 연료공급에 조건에 대하여 수행되었다. 성능모사 결과 모든 비행조건에서 연료를 Step 증가시킬 경우 고압터보빈의 입구온도가 제한온도인 3105$^{\circ}$R을 초과함을 확인하였고, 최대 상승조건에서 연료를 Step 증가시킬 경우가 4.5초 이내에 Ramp 증가시킬 경우 고압압축기에 서지가 발생함을 확인하였다. 따라서 고압터어빈의 오버슈트와 고압압축기의 서지를 동시에 제어할 수 있는 다변수 제어기의 설계가 필요함을 확인하였다.
유한차분시간영역 방법은 전자기파 관련 분야의 전산모사에 많이 사용되는 수치해석기법이다. 이 방법을 이용하여 구현한 전산모사 프로그램은 많은 계산 자원 필요로 하기 때문에 병렬 계산 환경을 이용하게 되는 경우가 많다. 병렬 계산 환경에서 전산모사를 수행할 경우, 병렬로 수행되는 각 프로세스 간의 통신 속도와 네트워크의 지연 시간은 계산의 병목 현상을 초래하여 전체적인 성능을 저하시키는 원인이 된다. 따라서, 본 논문에서는 MPI의 지속 통신 메커니즘을 이용하여 병렬 프로세스 간 동기화 속도를 증가시킴으로써 유한차분시간영역 전산모사 프로그램에서의 MPI 통신 성능의 향상을 꾀하고, 그 결과를 그래프로 도시하였다. 또한 기존의 양방향 통신과 단방향 통신 메커니즘을 사용했을 때의 성능과 비교/분석하여, 병렬 유한차분시간영역 전산모사 프로그램에 있어서 지속 통신 메커니즘의 장/단점을 제시하고, 그 효용성에 관해 논의한다.
본 논문은 나노유체를 적용하여 써모사이폰 열전달 성능 특성 변화를 실험적으로 규명하는 것을 목적으로 하고 있다. 이를 위하여, 증발부 내부체적을 공유하는 3 개의 독립된 파이프를 가지는 써모사이폰을 제작하였으며 증류수, Ag 나노유체 그리고 $TiO_2$ 나노유체에 대하여 충진량, 증발부에 가해지는 입력열량 그리고 농도변화에 따른 써모사이폰 성능특성 변화를 고찰하였다. 증류수를 작동유체로 사용하는 경우 써모사이폰의 최적충진량은 30%로 결정되었고, $TiO_2$ 나노유체를 적용하는 써모사이폰 열저항이 Ag 나노유체를 적용한 경우에 비하여 평균 18.1% 감소하였다. 또한, 300W 입력열량 및 $TiO_2$ 나노유체 농도 1%에서 써모사이폰의 열전달 성능은 가장 우수하였다.
국내에서 최초로 개발된 초등훈련기 KT-1의 추진기관인 터보프롭 엔진(PT6A-62)을 위한 정상상태 성능모사 및 진단 프로그램을 개발하였다. 개발된 정상상태 성능해석 프로그램의 검증을 위해 해석 결과를 엔진 제작사에서 제공한 성능 데이터 및 가스터빈 엔진의 성능모사 프로그램으로 잘 알려진 GASTURB와 비교하였다.(중략)
다단 연소를 수행하는 위성 발사체 액체 로켓 엔진의 예연소기 성능을 모사한 in-house code가 개발되고 검증되었다. CEA (Chemical Equilibrium with Applications)의 해석 알고리듬을 바탕으로 하여 예연소기의 화학 반응을 모델링 하였고, gas dynamics 모델링과 연동시켜 예연소기의 성능을 모사하였다. CEA와 비교한 결과 아주 높거나 아주 낮은 O/F ratio를 제외하고는 계산 값들이 거의 일치함을 보여 주었다. 또한 실제 엔진 (RD-8)의 성능곡선과 비교한 결과 개발된 in-house code의 계산 값들이 타당한 범위 내에서 모사되었고, 정상상태에서는 거의 비슷한 결과 값을 보였다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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