• 한국항공우주학회지
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• 제44권12호
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• pp.1054-1061
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• 2016

적외선 신호에 대한 측정 시스템은 저피탐 기술 개발 및 전자기 방사의 분광 분석에 기여한다. SR (Spectroradiometer)의 적용은 배기 플룸에서 방사되는 열원만으로 복사량이 측정 가능하다. 마이크로 터보 엔진을 이용한 측정 시스템의 구축은 항공기 플룸을 모사하는데 목적을 두었다. 엔진은 성능 시험을 위해 테이블에 계측 장비와 함께 설치되었다. 배기 플룸 축과 수직을 이루도록 분광복사기를 위치하여 적외선 신호를 측정하였다. 원 데이터에 대한 보정을 위하여 흑체를 사용하여 참조 데이터를 획득하였고 플룸 신호와 비교하기 위해서 배경에 대한 신호도 측정하였다. 보정된 spectral radiance는 데이터 처리를 통해 계산되었고 밴드별로 분석되었다. 본 측정 시스템으로 종합적인 분석 연구가 가능하게 되었다.

• 연구논문집
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• 통권26호
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• pp.43-50
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• 1996

Present paper describes on/off design performance analysis of an 74KW industrial turboshaft gasturbine engine. Procedures to match between the compressor, combustor and turbine have been incorporated into the developed program satisfying compatibility requirement of flow and work and ratational speed. The validity of the performance results from the developed program are yet to be proved through performance experiments of the resultant engine, but comparison of the present results with those from "GASCAN(Thermoflow:America) under similar mass inlet flow, pressure ratio, and speed condition show good agreement despite present results underpredict 6-10% for power and up to 3% in efficiency, respectively.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권11호
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• pp.74-79
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• 2005

액체로켓용 터보펌프 인듀서의 성능향상을 위해서 전진익형 인듀서를 설계하고 유동해석하였다. 전진익형 인듀서의 경우 형상의 특징상 후진익형 인듀서에 비해서 짧은 축길이에도 상대적으로 큰 익단 현절비를 가지고 있으며, 큰 현절비에서도 불구하고 수력효율의 저하가 없었다. 또한 전진익형 인듀서의 경우 일반적인 후진익형 인듀서에 비해서 인듀서 입구에서 발생하는 역류의 크기가 작고, 또한 인듀서 블레이드 팁에서의 국부적인 저압영역이 작은 영역에서 발생하는 것이 관찰되었다. 따라서 전진익형 인듀서의 경우 인듀서 입구의 정압이 높아서 흡입성능의 향상이 있을 것으로 판단되었다. 후진익형 인듀서의 경우 허브의 블레이드가 입구 유동을 교란하여 입구 역류가 커지지만, 후진익형 인듀서의 경우 이러한 교란효과가 없기 때문에 역류가 줄어든 것으로 나타났다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제15권4호
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• pp.27-32
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• 2012

Gas turbines for an aircraft have the start and restart capabilities within their flight envelop. It is an important item for engine qualification and substantiated with the test. Experimental investigations were carried out to find the relation between the corrected torque and the corrected rotating speed of an air turbine starter in this study. A dedicated air supply system for the air turbine starter and a special device to measure the torque and the rotating speed of the air turbine starter were developed and installed at the altitude engine test facility in Korea Aerospace Research Institute. Experimental results show that the relations between the corrected torque and the corrected rotating speed of the air turbine starter are linear and the inlet temperature and pressure conditions for the air turbine starter were found out to provide minimum required torque for the engine qualification test at various altitude. The start and restart tests for the currently developing engine were successfully performed using this experimental results.

• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.81-88
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• 2005

가스터번 엔진의 성능을 예측하기 위해서는 자신의 성능 특성을 포함한 구성품 성능도가 요구된다. 본 연구에서는 유전 알고리즘을 이용하여 압축기 성능도를 제작사에서 제공한 성능덱으로부터 역으로 식별하는 방법을 제안하였다. 알고리즘은 경사 로터 방식 스마트 UAV를 위한 PW206C 터보축 엔진에 적용하였다. 제안된 방법을 검증하기 위하여 새롭게 만들어진 압축기 성능도를 이용한 해석 결과와 제작사에서 제공한 EEPP(Estimated Engine Performance Program) 덱(deck)을 이용한 해석 결과를 비교하였다. 또한 기존의 스케일링 방법을 이용하여 얻어진 구성품 성능도를 이용한 해석결과와도 비교하였다. 그 결과 운용 영역이 설계점에서 멀어질수록 기존의 스케일링 방법을 이용한 구성품 성능도를 사용한 경우 오차가 크게 증가하였다. 반면 유전알고리즘을 이용하여 생성된 압축기 성능도를 사용한 경우 EEPP의 해석결과에 더 근접함을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.149-153
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• 2005

가스터빈 엔진의 성능을 예측하기 위해서는 자신의 성능 특성을 포함한 구성품 성능도가 요구된다. 본 연구에서는 유전 알고리즘을 이용하여 압축기 성능도를 제작사에서 제공한 성능덱으로부터 역으로 식별하는 방법을 제안하였다. 알고리즘은 틸트 로터 방식 스마트 UAV를 위한 PW206C 터보축 엔진에 적용하였다. 제안된 방법을 검증하기 위하여 새롭게 만들어진 압축기 성능도를 이용한 해석 결과와 제작사에서 제공한 EEPP(Estimated Engine Performance Program) 덱을 이용한 해석 결과를 비교하였다. 또한 기존의 스케일링 방법을 이용하여 얻어진 구성품 성능도를 이용한 해석결과와도 비교하였다. 본 연구에서 새롭게 제안된 성능도 생성 방법이 기존의 스케일링 방법보다 더 효과적임을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.102-109
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• 2006

본 논문에서 항공기용 터보 축 엔진의 결함 진단 알고리즘을 개발하기 위해 Support Vector Machine(SVM)과 인공신경망(ANN)을 이용하였다. 신경망을 이용한 시스템은 비선형성이 과도한 데이터를 학습할 때 지역 최소점(Local Minima)에 빠져 분류 정확률이 낮아질 수 있다. 이러한 위험성을 보안하기 위해 SVM에 의한 ANN의 분할 학습 알고리즘(SLA)을 제안하였다. 이것은 SVM을 이용하여 결함 위치를 판별 한 후 신경망이 선택적으로 학습을 하는 방법으로 학습 데이터의 비선형성을 줄여 분류 정확률을 높이기 때문에 신경망을 단독으로 사용할 때보다 개선된 성능을 보여주었다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제19권7호
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• pp.9-15
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• 2018

본 연구에서는 터보과급기의 성능을 저해하는 주요 인자 중 하나인 마찰손실에 대한 연구를 수행하였다. 실제 엔진에서 빈번하게 사용되는 저속 구간에서의 승용차용 터보과급기의 마찰손실 측정 장치를 개발하고, 저속 영역에서 작동하는 터보과급기의 마찰손실을 측정하였다. 플로팅 타입의 승용차용 터보과급기 저널 베어링를 실험 대상으로 선정하였으며, 마찰손실 측정 장치는 구동 모터, 오일 공급 시스템, 마그네틱 커플링으로 구성하였다. 실제 차량의 저속 운전 상황을 모사할 수 있도록 설계, 제작되었고, 터보과급기 회전속도, 오일 온도 및 압력을 실험 변수로 선정하였다. 또한, 마찰손실 측정 장치는 로드 셀을 사용하여 발생하는 마찰 토크를 직접 측정하여 마찰손실을 산출하였으며, 커플링을 통해 구동 모터의 동력을 터보과급기 축에 전달하고, 오일 온도 및 압력을 조절하였다. 오일 압력 3bar와 4bar로 오일을 공급하는 상태에서 오일 온도를 $50^{\circ}C$에서 $100^{\circ}C$까지 $10^{\circ}C$ 간격으로 변화시키면서 터보과급기를 회전수 30,000~90,000rpm으로 작동시켰다. 터보과급기 회전속도 증가할 때 마찰손실은 증가하였으며, 과급기 회전속도의 1.6 승에 비례함을 보였다. 오일 온도가 증가함에 따라 마찰손실은 감소하였으며, 오일 압력이 증가함에 따라 마찰손실은 증가하였다. 따라서 적절한 오일 온도와 압력을 유지하는 것이 필요하다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제18권1호
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• pp.585-591
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• 2017

본 연구에서는 터보과급기의 성능을 저해하는 주요 인자 중 하나인 마찰손실에 대한 연구를 수행하였다. 실제 엔진에서 빈번하게 사용되는 저속 구간에서의 승용차용 터보과급기의 마찰손실 측정 장치를 개발하고, 30,000~90,000rpm의 저속 영역에서 작동하는 터보과급기의 마찰손실을 측정하였다. 플로팅 베어링 타입의 승용차용 터보과급기를 실험 대상으로 선정하였으며, 마찰손실 측정 장치는 구동 모터, 오일 공급 시스템, 커플링으로 구성되었다. 실제 차량의 저속 운전 상황을 모사할 수 있도록 설계, 제작되었고, 회전속도, 오일 온도 및 압력을 실험 변수로 선정하였다. 또한, 마찰손실 측정 장치는 로드셀을 사용하여 발생하는 마찰 토크를 직접 측정하여 마찰손실을 산출하였으며, 마그네틱 커플링을 통해 구동 모터의 동력을 터보과급기 축에 전달하고, 오일 공급 시스템을 오일 온도 및 압력을 조절하였다. 온도 $60^{\circ}C$와 $90^{\circ}C$, 압력 4bar의 오일을 공급하는 상태에서 터보과급기가 회전수 30,000~90,000rpm으로 작동할 때 터보과급기 회전속도 증가할 때 마찰손실은 증가하며, 대략적으로 과급기 회전속도의 1.4~1.8 지수승에 비례함을 보이고 있다. 또한 오일온도가 $60^{\circ}C$에서 $90^{\circ}C$로 증가할 때 마찰손실은 최소 41%, 최대 63% 감소하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.222-226
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• 2006

The purpose of this study is to analyze both the design and off design performance simulation of the PW206C turbo shaft engine used in the development of the smart UAV (Unmanned Ariel Vehicle) by KARI(Korean Aerospace Research Institute). Its mainly aims to investigate performance behavior at the un-installed and installed conditions. The ways employed to be able to analyze the performance extensively were mainly carried out by comparison of performance simulation results from both the commercial program 'GASTURB 9' using compressor maps generated by Genetic algorithms (GAs) or Scaling Method, and the engine manufacturer's program 'EEPP'. Off-design performance analysis was performed through matching of both mass flow and work between engine components. The set of performance simulations of the developed analytical models was performed by a commercial program package (GASTURB 9) that provides great flexibility in the choice of independent variables of the overall system. The results from the simulations are used to compare turbo shaft engine (PW206C) performance data obtained by the EEPP. At un-installed condition, it was found that the results with the compressor map generated by GAs were relatively agreed well than those with the compressor map generated by the Scaling Method. The performance calculation results using the compressor map generated by GAs were compared at un-installed condition and installed conditions with ECS-off and ECS-Max in variation of altitude, gas generator speed and flight speed.