• 대한기계학회논문집B
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• 제34권3호
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• pp.269-274
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• 2010

가스화기를 장착한 고체산화물연료전지와 가스터빈의 하이브리드 시스템의 사전 연구로서 합성가스에서 수소와 일산화탄소의 구성이 하이브리드 시스템의 성능특성에 미치는 영향을 조사하였다. 이때 다른 구성요소와 다른 발열량을 가진 연료의 특성이 가스터빈의 탈설계점 운전을 유발하여 결과적으로 전체 하이브리드 시스템의 다른 성능 특성을 야기할 것으로 예상된다. 합성가스의 구성요소가 고체산화물연료전지의 성능에 영향을 준다는 것과 일산화탄소를 사용하는 하이브리드 시스템의 성능이 수소를 사용하는 것보다 나쁘다는 것이 발견되었다. 부분부하 성능에서는 수소를 사용하는 경우 부분부하 운전시에 성능 저하가 일산화탄소의 경우보다 더 현저하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권3호
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• pp.195-203
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• 2019

극초음속 영역에서 운용되는 스크램제트엔진의 흡입구는 엔진 전체 성능에 직접적으로 연관되어 있으므로 개발에 앞서, 다양한 조건에서의 성능 특성 분석이 필수적이다. 본 연구에서는 축대칭 내부 압축형 흡입구인 Busemann과 외부 압축형 흡입구 형상을 설계하고, 설계점 및 탈설계점에서의 전산해석을 수행하였다. 해석결과를 토대로, 마하수와 받음각에 대한 극초음속 흡입구의 전반적인 성능 특성을 파악하였다. Busemann 흡입구는 $2^{\circ}$의 Truncation 각에 따라 흡입구의 길이를 단축하여도 성능 저하가 미미하였으며 탈설계 마하수에서는 흡입구 성능이 우수하였으나, 받음각이 있는 경우 시동 특성이 크게 저하되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.218-221
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• 2006

가스터빈 엔진의 높은 신뢰성과 운용비의 최소화는 제작자나 사용자 모두에게 중요한 문제이며, 정성적, 정량적 성능저하 예측을 포함한 다양한 성능진단기법이 시도되고 있다. 탈설계점에서의 성능진단은 설계점 성능진단에 비해 학습, 또는 처리해야 할 데이터 규모가 방대함에 따라 예측오차와 수렴도면에서 해결되어야 할 문제점들을 안고 있다. 따라서 이를 위해 본 연구에서는 가스경로해석 기법을 적용한 엔진성능진단코드를 개발하였으며, 이를 스마트 무인기용 터보축 엔진에 적용하여 설계점 및 고도 변화에 따른 탈설계점 영역에 대하여 단일 성능저하를 정량적으로 예측하여 GSP를 통한 예측결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.105-109
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• 2003

가스터빈 시험장치의 실험 데이터로부터 얻어진 일부 성능 데이터를 이용하여 구성품 성능선도 (component characteristic)를 축척(scaling)하는 새로운 방법을 제안하였다. 성능해석의 오차를 최소화하기 위하여 실제 실험 데이터로부터 몇 개의 작동점들에 일치하는 일련의 구성품 성능선도들을 구하고 다항식(polynomial)을 이용하여 새롭게 성능선도를 구성하는 축척방법을 제안하였으며, 이때 얻어진 성능선도를 이용하여 탈설계점 성능해석을 수행하였다. 해석 결과 기존의 축척방법으로 얻어진 성능선도를 이용한 경우 설계점을 제외한 대부분의 탈설계점에서의 성능은 실제 엔진 성능과 잘 일치하지 않았다. 그러나 새로운 축척방법에 의해 얻어진 성능선도를 이용한 경우에는 최대 5％ 이내의 오차율을 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.70-79
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• 2013

본 연구에서는 중형 항공기의 추진 기관인 2 스풀 분리-배기 형식 터보팬 엔진 (BR715-56)의 성능 해석을 수행하기 위하여 상용코드인 MATLAB/SIMULINK를 이용하여 성능모델을 구성하였으며 유량 및 일 조합에 새로운 조합 서브시스템 블록을 새로이 개발하였다. 성능 모사는 먼저 팬, 고압압축기, 고압터빈, 저압터빈 구성품 성능 맵들을 축척방법을 이용하여 유사성능 맵들로 부터 생성하였고, 다음은 탈설계점 성능 해석을 할 수 있도록 구성품들 간 유량과 일 조합이 이루어 질수 있도록 하였다. 제안된 SIMULINK 성능모델은 정상 및 동적 모사와 사용자 편의의 장점을 가지고 있으며, 다양한 작동 조건들에서 개발된 프로그램을 이용한 탈설계점 해석 결과들이 GASTURB에 의한 해석 결과들과 잘 일치함이 확인 되었다.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.81-90
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• 2004

액체로켓엔진에서 터보펌프의 160kW급 터빈 구동용의, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 가스발생기의 탈설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 가스발생기의 탈설계점 연소시험에서 연소압력은 O/F비와 추진제 공급유량의 함수로 나타나는데, 출구 온도편차는 turbulence ring이 있는 경우 ±7.5K 이내로 매우 균일한 공간적 온도분포임을 확인하였다. 각각의 탈설계점 연소시험에서 가스발생기 출구 온도는 가스발생기로 공급되는 추진제의 O/F 비의 함수로 나타낼 수 있었다. 본 가스발생기의 탈설계점 연소시험 결과, 특히 가스발생기의 혼합비와 가스온도와의 관계는 향후 개발되어질 가스발생기 설계나 저혼합비 연소해석 코드를 작성 시 매우 유용하게 사용되어질 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권2호
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• pp.17-24
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• 2005

본 연구에서는 대상 엔진의 설계점, 정적 탈설계점 및 동적 탈설계점 성능해석을 위하여 상용코드(GSP)와 함께 기 개발한 해석용 코드를 사용하였다. 고도, 속도 및 출력변화를 포함하는 다양한 임무조건에 따른 엔진의 정적 성능과 이를 바탕으로 한 동적 특성도 분석하였다. 특히, Power setting 자체보다는 쓰로틀 조정을 통한 출력과 엔진 회전수, 그리고 터빈의 열 과부하특성을 응답시간과 함께 예측함으로서 추후 엔진제어장치인 FADEC 시스템 설계에 활용토록 하였다.

• 대한기계학회논문집
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• 제18권12호
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• pp.3357-3368
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• 1994

Total pressure losses required to calculate the total-to-total efficiency are estimated by integrating empirical loss coefficients of four loss mechanisms along the mean-line of blades as follows; blade profile loss, secondary flow loss, end wall loss and tip clearance loss. The off-design points are obtained on the basis of Howell's off-design performance of a compressor cascade. Also, inlet-outlet air angles and camber angle are obtained from semi-empirical relations of transonic airfoils' minimum loss incidence and deviation angles. And nominal point is replaced by the design point. It is concluded that relatively simple loss models and Howell's off-design data permit us to calculate the off-design performance with satisfactory accuracy. And this method can be easily extended for off-design performance prediction of multi-stage compressors.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권12호
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• pp.881-889
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• 2019

가스터빈 이차 유로의 프리스월 시스템은 터빈의 효율을 높이고 소재의 수명을 연장하기 위해 설치되는 냉각 장치이다. 본 연구에서는 프리스월 시스템의 설계점을 기준으로 가스터빈 외기 온도와 터빈 부하 변화에 따른 탈설계점 분석을 수행하였다. 탈설계점에서 내부 유동의 특성을 분석하기 위하여 유량계수와 단열계수를 비교하였다. 터빈 부하 증가에 따라 시스템 내부 냉각 공기의 체적 유량이 증가하였고, 단열계수 또한 20% 터빈 부하와 비교하여 100% 터빈 부하에서 30.46% 상승하였다. 외기 온도가 증가할수록 질량 유량과 냉각 공기의 밀도는 감소하였지만 체적 유량은 상승하였으며, 결과적으로 프리스월 시스템 내부의 냉각 성능은 향상되었다. 프리스월 시스템 출구에서 -20℃ 외기 온도와 비교하여 55℃ 외기 온도의 단열계수는 14.82% 향상되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제2권2호
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• pp.47-55
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• 1998

중형항공기용 터보팬엔진의 설계점, 탈설계점에 대한 정상상태 및 천이상태 성능해석을 수행하였다. 정상상태 성능해석은 설계점으로 선정한 지상최대추력조건과 탈설계점으로 선정한 최대상승조건과 순항조건에서 수행하였으며 부분부하 성능해석 결과 저압압축기 회전속도 90％RPM에서 가장 연료소모율이 적어 경제적임을 확인하였다. 천이상태 성능해석은 각각의 비행조건에서 연료의 Step증가, Ramp증가, Ramp감소, Step 증가 후 Ramp 감소의 경우에 대하여 수행하였다. 천이상태의 성능해석을 위해서는 압축기와 터빈의 일에 대한 조합이 필요한데, 일의 조합방정식에 포함된 잉여 토오크의 적분에는 Modified Euler Method를 적용하였다. 천이상태 성능해석 결과, 모든 비행조건에서 Step 및 Ramp 증가의 경우 고압압축기의 터빈입구온도가 제한온도를 초과하며, 최대상승조건에서 연료를 Step 또는 5.5초 이내의 Ramp 증가시킬 경우 고압압축기에서 실속이 발생함을 확인하였다.