• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.1
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• pp.1-10
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• 2003

Methodology of predicting steady performance of gas turbine engine from transient test data was explored to develop an economic performance test technique. Discrepancy of transient performance from steady performance was categorized as dynamic, thermal and aerodynamic transient effects. Each effect was mathematically modeled and quantified to provide correction factors for calculating steady performance. The influence of engine inlet/outlet condition change on engine performance was corrected firstly, and then steady performance was predicted from the correction factors. The result was compared with steady performance test data. This correction method showed an acceptable level of precision, 3.68% difference of fuel flow.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.5
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• pp.62-70
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• 2002

Methodology of predicting steady performance of gas turbine engine from transient test data was explored to develop an economic performance test technique. Discrepancy of transient performance from steady performance was categorized as dynamic, thermal and aerodynamic transient effects. Each effect was mathematically modeled and quantified to provide correction factors for calculating steady performance. Engine performance tests were conducted at Altitude Engine Test Facility of KARI. The influence of engine inlet/outlet condition change on engine performance was corrected firstly, and then steady performance was predicted from the correction factors. The result was compared with steady performance test data. This correction method showed an acceptable level of precision, 3.68% difference of fuel flow.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2011.07a
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• pp.206-207
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• 2011

지금까지 영구자석 동기 전동기의 구동에 있어서 약자속에 대한 연구는 대부분 정상상태에서의 전류제어성능에 초점이 맞춰져 왔다. 그러나 전류 지령이 급변하는 상황에서는 신속하게 정상상태에 이르는 것이 중요함에도 불구하고, 이에 대한 연구는 많지 않았다. 본 논문에서는 약자속(Flux Weakening) 운전시 전류제어의 과도상태를 개선하여 정상상태에 빠르게 도달하도록 하는 약자속기법을 제안하였다. 제안된 방법은 정상상태의 전류 지령을 결정하는 약자속제어기와, 과도상태에서 전압 여유분을 확보하여 빠르게 정상상태에 이르도록 하는 과도 지령 수정기로 구성된다. 컴퓨터를 이용한 모의 실험과 11kW 영구자석 전동기에 대한 실험을 통하여 제안된 약자속기법의 성능을 확인하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.6-6
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• 1998

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.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.24-24
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• 1999

소·중형 상업용 항공기나 초등 훈련기용으로 많이 이용되고 있는 터보프롭엔진의 정상상태 성능해석을 위한 프로그램을 개발하였다. 프로그램의 검증을 위하여 지상정지조건에서의 성능 및 비행마하수에 따른 출력 등을 상용 정상상태 해석 프로그램인 TURBOMARCH 해석결과와 비교하였다. 비교결과 각 구성품의 입 ·출구 온도 및 압력, 출력 등에서는 약 3%이하의 오차율을 보였으며, 마하수 변화에 따른 출력 비교에서도 최대오차율이 2.4%로 프로그램의 신뢰성을 확인하였다. 개발된 프로그램을 이용하여 비행마하수 0.2, 80% 동력터빈 회전수에서 가스발생기 회전수를 5% 간격으로 나누어 부분부하 성능해석을 수행하였으며, 동력터빈 회전수에 따른 성능해석도 수행하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.12-12
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• 2000

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)

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.2 no.2
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• pp.47-55
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• 1998

Steady-state and transient performance for the medium scale civil aircraft turbofan engine was analyzed. Steady-state performance was analyzed on maximum take-off condition, maximum climb condition, and cruise condition. At 90％RPM of the low pressure compressor, the partload performance was economized. The transient performance was analyzed with cases of the step increase, the ramp increase, the ramp decrease, and the step increase and ramp decrease for the input fuel flow. For the transient performance analysis, work matching between compressor and turbine was needed. Modified Euler method was used the integration of residual torque in work matching equation. At all flight condition, the overshoot of the high pressure turbine inlet temperature was appeared in the step and ramp increase case, and the surge of high pressure compressor was appeared in the step increase case and the ramp increase case within 5.5 seconds of maximum climb condition.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2001.04a
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• pp.63-67
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• 2001

초등훈련기 KT-1의 주 추진기관인 터보프롭엔진(PT6A-62)의 정상상태성능해석 프로그램을 개발 하였다. 비행 마하수 0의 조건에서 장착손실을 고려하여 정상상태 성능해석을 수행하였다. 해석결과는 엔진 제작사에서 제시한 성능 및 상용 정상상태 성능해석 프로그램인 GASTURB와 비교하였다. 해석결과 공기유량, 축마력은 고도상승시 감소함을 나타내었고 비 연료 소모율은 미소한 상승을 확인할 수 있었다. 장착조건과 비 장착 조건의 비교 결과 엔진 전체 손실이 증가할수록 축 마력은 감소하고 비 연료 소모율은 증가함을 확인할 수 있었다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2007.11a
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• pp.209-212
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• 2007

고분자전해질형 연료전지의 구조 및 구성품의 물성에 따른 성능 및 물이동 현상에 관해서 많은 연구가 진행되고 있다, 이들 연구는 대체적으로 연료 전지의 BOP(Balance of plant)를 포함하는 연료전지 시스템에 관한 연구 보다는 단위 전지 및 스택에 관한 연구에 국한되어 왔다. 연료전지의 시스템에 관한 연구들 또한 세부적인 연료전지 내부의 거동에 대해서는 고려하지 않고 있었다. 이는 연료전지의 상세 모델을 이용해 연료전지 시스템에 대해 접근하기 보다는 시스템의 성능 및 동특성에 대한 연구가 주를 이루었기 때문으로 생각된다. 본 연구에서는 연료전지 음극의 수소 배출가스를 재순환할 경우 연료전지 내부에서의 거동에 미치는 영향에 대해 2차원 정상상태 모델을 이용하여 분석해 보았다. 또한 재순환된 수소에 의한 연료전지 내부 거동의 변화 및 수소 이용율 상승 효과를 연료 전지 성능과 함께 비교해 보았다 이를 위해 2차원 정상상태 모델을 개발하였고 이를 실험을 통해 검증하는 작업을 수행하였다. 여기에 사용된 연료전지 모델은 Gore社 의 $PRIMea^{(R)}$을 사용한 연료전지의 성능을 잘 예측하고 내부의 유동 및 물이동 현상에 관한 정보를 제공한다. 이는 여러 하이브리드 자동차용 연료전지 시스템이 연료전지 배출가스의 재순환을 고려하고 있는 상황에서 연료전지 작동 조건의 최적화에 유용한 정보를 제공 할 수 있다는 의의를 가진다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.16 no.6
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• pp.48-55
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• 2012

An ambient hot-firing test was carried out for the hydrazine thruster which may be employed in the space launch vehicles. The thruster is designed to produce 67 N (15 $lb_f$) of nominal steady-state thrust at an inlet pressure of 2.41 MPa (350 psia). A scrutiny into the performance characteristics of thruster is made in terms of thrust, propellant supply pressure, mass flow rate, chamber pressure, and temperature at the steady-state firing mode. As a result, it is ensured that the practical performance efficiencies are above 89.1% compared to its ideal requirements.