• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.62-67
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• 2004

이 논문에서는 메탄을 연료로 하는 에어터보램제트(ATR) 엔진의 아음속 영역에서의 탈설계점 성능 해석을 수행하였다 이를 위하여 ATR 엔진을 수치적으로 모델링하여 성능을 모사하였다. 각 구성품에 대해 탈설계점 성능을 계산할 수 있도록 모델을 작성하였다. 압축기 작동점은 노즐과의 유량매칭(matching)에 의하여, 터빈 작동점은 일 매칭에 의하여 결정하였다. 성능 해석 결과, ATR 엔진은 기존의 개스 터빈 엔진과 비교해 상당히 다른 탈설계점 특성을 가지고 있음을 보였다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.27-35
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• 2005

본 연구에서는 에어터보램제트(ATR) 엔진의 탈설계점 성능해석을 위한 코드를 개발하고 이를 이용하여 기 설계된 ATR 엔진에 대한 탈설계점 성능해석을 수행하였다. 미리 정의한 작동 영역 중 중요 작동점을 정의하여 성능해석을 수행하였으며, 작동 영역이 넓음을 고려하여 가변 흡입구 및 가변 노즐을 사용하는 것으로 가정하였다. 각 요소 부품은 탈설계점 성능을 계산할 수 있도록 수학적 모델을 개발하였으며, 이 과정에서 일부 설계 개념을 도입하여 각 요소 부품의 설계 인자에 따른 성능 변화도 계산하였다. 성능해석 결과 기 설계된 엔진은 ATR 비행체의 임무 영역(마하 6.0, 고도 30km)을 모두 달성하기 어렵고, 낮은 마하 수에서 예냉각기의 역할이 크지 않음을 알 수 있었다.

• 에너지공학
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• 제8권1호
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• pp.159-165
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• 1999

복합화력 발전플랜트의 운전에서 특히 하절기의 첨두부하시에 외기온도의 상승으로 인한 가스터빈의 출력 감소를 해결하기 위한 방법으로 LNG 연료가 보유하고 있는 냉열을 이용하여 압축기로 유입되는 공기 온도를 감소시키는 냉각시스템의 개념을 개발하고자 복합화력 발전플랜트에 대한 설계점 및 외기온도 변화에 대한 탈설계점 모델링 연구를 수행하였다. 대상 프랜트는 940 MW 서인천 복합 발전플랜트 모듈의 단위 블록을 선택하였으며 발전플랜트 전용 해석코드인 GateCycle을 이용하여 가스터빈과 증기사이클의 주요 기기 들에 대한 모델을 개발하였다. 개발된 모델의 결과를 대상플랜트의 시운전결과와 비교하여 모델의 적정성을 검증하였다. 출력, 효율, 온도 및 유량 등 주요 설계인자들이 최대 ~1.3%의 상대오차 범위 안에서 만족할 만한 신뢰도를 갖는 것을 확인하였다. 탈설계점 성능해석은 본 논문과 관련한 연구의 주목적인 LNG 냉열에 의한 유입공기 냉각시스템 설계시의 경계변수인 외기온도 증가에 대한 각 사이클의 특성변화를 대상으로 하였다. 종합적으로 외기온도가 증가하면 압축기로 유입되는 공기의 양과 이에 대응하는 소요 연료량이 동시에 감소하므로 연소에 따른 가스터빈의 팽창비가 감소한다. 이로 인하여 외기온도 증가시에 가스터빈 출력감소율은 0.5%/$^{\circ}C$로서 배기가스를 이용하는 증기사이클의 출력감소율 0.2%/$^{\circ}C$에 비해 민감하므로 가스터빈 유입공기의 냉각시스템의 설계는 복합화력발전 플랜트의 효율 향상에 크게 기여할 것으로 예상된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.201-204
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• 2004

본 연구에서는 대상엔진의 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 Throttle setting을 통한 출력과 엔진 회전수, 그리고 터빈의 열 과부하특성을 응답시간과 함께 예측함으로서 추후 엔진제어장치인 FADEC 시스템 설계에 활용토록 하였다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.219-224
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• 2012

본 연구에서 중형 상용민간항공기 추진진기관인 분리형 노즐을 갖는 2 스풀 터보팬 엔진인 BR715-56의[1] 정상 성능모델을 구성 및 탈설계점 성능해석이 상용코드인 MATLAB/SIMULINK를[2] 이용하여 엔진성능특성과 엔진진단을 위해 수행되었다. 먼저 팬, 고압압축기, 고압터빈, 저압터빈 구성품 성능 맵들이 축척방법을 이용하여 유사성능 맵들을 축척하여 생성되었고 다음 탈설계점 성능모사 프로그램이 구성품들 간 유량과 일 조화에 의해 구성되었다. 모델은 용이한 정상 및 동적 모사와 사용자 편의의 장점을 갖는 SIMULINK 프로그램을 이용하여 개발되었다. 제안한 모델에 의한 탈설계점 해석 결과들은 다양한 작동 조건들에서 GASTURB에 의한 해석 결과들과 잘 일치함이 확인 되었다.

• 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.

• 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.

• 한국에너지공학회:학술대회논문집
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• 한국에너지공학회 1997년도 추계학술발표회 논문집
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• pp.99-104
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• 1997

기존의 천연가스 가스터빈 시스템을 IGCC 발전소에 적용함에 있어 야기되는 탈설계점효과를 고려할 수 있는 압축기 성능곡선의 예측방법을 제안하였다. 압축기 성능해석방법으로는 익렬요소방법에 전압력손실, 유동편차각 모델들을 결합하여 사용하였으며, 본 방법에 의한 예측결과와 실제 압축기 성능실험결과를 비교하였다. 예측결과가 다양한 압축기 운전조건에 대해 시험결과와 비교적 잘 일치하였으며, 이를 통해 본 예측방법이 IGCC 공정설계 및 성능평가시 가스터빈 탈설계점 효과를 분석할 수 있는 기본 모듈로 사용될 수 있을 것이다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권1호
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• pp.38-46
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• 2019

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.