• 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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• 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.

• 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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• 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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• 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)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.33-34
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• 2002

성능해석 프로그램은 가스터빈 엔진의 개발단계에서는 성능시험의 대체로 개발 비용의 절감과 실제 시험이 어려운 영역의 성능해석을 통해 보다 광범위한 운용 범위의 성능을 파악할 수 있도록 하며 엔진의 운용단계에서는 엔진 상태를 실시간으로 파악하여 엔진 상태에 따른 적절한 정비를 통해 수명 연장과 운용비용 절감의 효과를 가져온다. 이러한 성능해석 프로그램의 중요성은 선진국에서는 이미 70년대부터 부각되어 그 연구가 활발히 진행되어져 왔으며 아날로그 컴퓨터, 하이브리드 컴퓨터, 디지털 컴퓨터 등 다양한 형태로 개발되어 왔다. 최근에는 퍼스날 컴퓨터의 발달로 보다 정밀한 해석이 가능한 프로그램들이 많이 개발되고 있으며 보다 사용자에게 친숙한 GUI(Graphical User Interface) 방식이나 Object-Oriented 방식의 프로그램 개발에 관한 연구가 활발히 이루어지고 있다. 또한 보다 빠르고 복잡한 성능해석이 가능한 프로그램 개발을 위해 MATLAB, MATRIX-x 등 공학용 소프트웨어를 이용한 프로그램들이 개발되고 있다.

• Journal of the Korea Academia-Industrial cooperation Society
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• v.12 no.11
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• pp.4718-4725
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• 2011

Intake-air flow and distribution characteristics of the 1600cc gasoline engine intake manifold have been studied using the computer simulation. Simulation has been conducted using both one-dimensional performance simulation and three-dimensional CFD software. Steady state flow simulation result of the intake manifold shows good distribution characteristics that the standard deviation of flow coefficients is below 1.0 percentage for both one- and three-dimensional simulation. Even though one-dimensional simulation result slightly overestimates compared with three-dimensional simulation result, both results show very good agreement in flow coefficient trend. Also, unsteady state simulation result shows consistent distribution characteristics with that of steady state. It is shown that unsteady state distribution characteristics might be able to be predicted through the steady state mass distribution result.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.7 no.3
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• pp.38-44
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• 2003

In this study, a performance model of the smart UAV propulsion system with ducts, tip jets and variable main nozzle, which has flight capability of the rotary wing mode for the take-off/landing and low speed forward flight as well as the fixed wing mode for high speed forward flight, has been newly developed With the proposed model, steady-state performance analysis was performed at various flight modes such as rotary wing mode, fixed wing mode, compound ing mode and altitude as well as at flight speed conditions. In investigation of performance analysis. it was noted that the operational capability of the propulsion system was limited due to the duct losses depending on each flight mode, and the limitation with the altitude variation case had much greater than that with the flight speed variation case.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.6 no.2
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• pp.53-63
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• 2002

The steady-state and transient performance simulation program for a turboprop engine(PT6A-62) was developed. Specially this program included some algorithms, such as flat-rated behaviors in performance and limit control algorithms to prevent the compressor surge and the compressor-turbine inlet limit temperature overshoot. In order to minimize analysis errors, on interpolation method in component characteristics using matching errors and specific heat and specific heat ratio, which are functions of temperatures were used. The developed steady state performance analysis program can handle various conditions such as altitude, bleed extraction, inlet temperature and pressure and part throttle, and the transient performance analysis program incorporated a general mode for transient simulation and a control mode for prevention of the compressor surge and the turbine inlet limit temperature overshoot.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.177-182
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• 2003

In this study, a performance model of the Smart UAV propulsion system with ducts, tip jets and variable main nozzle, which has flight capability of the rotary wing mode for the take-off/landing and low speed forward flight as welt as the fixed wing mode for high speed forward flight, has been newly developed. With the proposed model, steady-state performance analysis was performed at various flight modes and conditions, such as rotary wing mode, fixed wing mode, compound wing, mode altitude and flight speed. In investigation of performance analysis, it was noted that the operational capability of the propulsion system was limited due to the duct losses depending on each flight mode, and the limitation with the altitude variation case has much greater than that with the flight speed variation case.