• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.96-103
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• 2004

기존의 축척방법을 개선하기 위하여 실험 데이터나 엔진 제작사에서 제공된 일부 데이터로부터 일련의 구성품 성능선도들을 구하고, MATLAB 프로그램의 다항식을 이용하여 새롭게 성능선도를 구성하는 축척방법을 제안하였다. 본 연구에서는 소형 터보축 엔진의 실험 데이터를 이용하여 새로 제안된 기법을 검증하였고, 실제 항공기 엔진인 PT6A-62에 새로 제안된 기법을 적용하여 보았다. 여기서 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과를 실제 엔진 성능 데이터, 기존의 축척방법으로 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권6호
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• pp.98-104
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• 2015

회전체의 과도한 하중은 펌프의 손상이나 수명 감소의 원인이 된다. 이에 액체로켓엔진용 산화제펌프의 안정성 확보를 위해 펌프 회전체에 작용하는 하중을 상사 시험을 통해 예측하였다. 축방향 하중은 펌프 외부에 설치된 축추력 측정 장치를 통해 간접적으로 계측하였으며, 반경방향 하중은 볼류트의 압력 분포를 토대로 계산하였다. 그 결과, 펌프의 유량이 작을수록 축방향 하중과 반경방향 하중 모두 증가하는 것으로 확인되었다. 그러나, 하중의 크기가 크지 않아 펌프의 안정성에 영향을 끼치지 않을 것으로 예측되었다.

• 항공우주기술
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• 제6권1호
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• pp.201-208
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• 2007

75톤급 액체 로켓 엔진용 터보펌프의 연료펌프 및 터빈에 대한 회전체 동역학 설계가 이루어졌다. 후방 베어링으로부터 터빈까지의 거리를 베어링 하중 설계에 대한 설계 변수로 고려하였고, 터빈의 질량 및 전방 베어링과 후방 베어링의 강성을 변화시키면서 회전속도에 따른 비동기 고유진동수 해석을 수행하여 연료펌프/터빈의 임계속도를 고찰하였다. 터빈의 큰 관성으로 인하여 전방 베어링의 강성이 임계속도에 미치는 영향은 무시할만 한 것으로 나타났다. 후방 베어링의 강성이 $2{\times}10^{8}N/m$ 이상일 경우, 장축의 후방 베어링 간 축길이 및 20 kg이하의 터빈 질량에서 연료펌프/터빈 회전체의 임계속도는 설계속도 11,000 rpm 대비 70% 이상에 있음이 확인되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권1호
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• pp.43-50
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• 2007

본 논문에서는 고도 변화만을 고려한 탈설계 영역에서 항공기용 터보 축 엔진의 결함 진단을 위해 지지 벡터 장치(SVM)과 인공신경망(ANN)을 Hybrid로 사용한 분할 학습 알고리즘을 사용하였다. 지상 정지 상태에서보다 학습 데이터와 테스트 데이터 수가 크게 증가하지만, 분할 학습 알고리즘을 이용한 가스터빈 엔진의 결함 진단이 고도 변화를 고려한 탈설계 영역에서도 높은 결함 예측 정확성을 가짐을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.183-190
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• 2004

액체로켓용 연료펌프의 설계를 검증하기 위해 상용 3차원 유동해석 소프트웨어를 이용하여 설계점 성능을 예측하였다. 연료펌프의 성능과 축추력에 영향을 미치는 누설유량에 대한 예측의 정확도를 높이기 위해 인듀서, 임펠러, 볼류트 및 2차 유로를 계산영역으로 설정하였으며 인듀서/임펠러/누설유로/볼류트 사이의 경계면에 혼합면 기법을 적용하여 계산에 소요되는 시간을 줄이고자 하였다. 유동해석을 통해 예측된 수력성능은 설계요구조건을 만족시키는 것으로 나타났으나 축추력이 허용치에 비해 크게 예측되어 이를 감소시키기 위한 설계변경이 이루어졌다. 변경된 설계안에 대한 유동해석을 수행한 결과 연료펌프의 수력성능은 유지되면서 축추력은 처음의 설계안에 비해 30% 수준으로 크게 감소하였음을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권4호
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• pp.87-97
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• 2000

국내에서 최초로 개발된 기본훈련기 KT-1의 추진기관인 터보프롭 엔진(PT6A-62)을 위한 정상상태 성능모사 덴 진단 프로그램을 개발하였다. 개발된 정상상태 성능해석 프로그램의 검증을 위해 해석 결과를 엔진 제작사에서 제공한 성능 데이터 및 가스터빈 엔진의 성능 모사 프로그램으로 잘 알려진 GASTURB와 비교하였다. 개발된 정상상태 성능해석 프로그램의 검증을 위해 해석 결과를 엔진 제작사에서 제공한 성능 데이터 및 가스터빈 엔진의 성능 모사 프로그램으로 잘 알려진 GASTURB와 비교하였다. 개발된 프로그램의 유용성을 검증하기 위해 다양한 고도, 비행마하수, 부분부하에서의 성능을 해석하였다. GPA(Gas Pess Analysis) 방법은 엔진의 성능 저하를 구성품 효율의 저하와 공기유량의 변화량으로 나타내는 방법이다. 오염, 부식, 침식과 같은 물리적 손상을 탐지하기 위한 최적의 계측변수 선정을 위해 GPA 방법은 유용하다. 본 연구에서는 최적의 계측변수를 선정하기 위해 2가지 방법을 이용하였다 하나는 독립변수의 수를 다르게 하여 계측기 수가 진단에 미치는 영향을 알아보았으며 다음 종속변수의 종류가 미치는 영향을 살펴보았다. 해석 결과에 따르면 압축기 입구 온도 및 압력, 압축기 터빈 입구 온도 및 압력, 동력 터빈 입구의 온도 및 압력과 축마력, 연료유량 등을 측정하여 진단에 이용하는 것이 가장 오차가 적었다.

• 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.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제2권1호
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• pp.121-131
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• 1999

프로펠러 항공기에서는 추력효과 때문에 엔진 출력 변동시 트림 상태를 유지하기 위해서 계속적인 트림 스위치 조작을 하여야 한다. 자동러더트림장치는 고출력 터보 프롭 항공기에서 추력효과가 발생할 때 트림 상태를 유지하기 위해 러더 트림 조작에 필요한 조종사의 조종부담을 경감시키기 위해 도입된 장치이다. 본 논문은 자동러더트림장치 개발을 위한 기술적인 해석, 제어법칙에 대한 설계, 그리고 장치 적용에 따른 비행운동에 있어서의 효과를 분석한 내용이다. 자동러더트림장치의 제어 법칙은 항공기 특성 분석과 설계 요구도 및 제약 조건 등을 고려하여 설계되었고, 트림 맵을 이용하는 개루프제어 방법과 횡축 가속도를 제환 신호로 사용하여 개루프 시스템의 에러를 보상하도록 하는 폐루프 제어 방법의 통합으로 구현되었다. 설계된 제어 법칙을 이용한 자동러더트림장치를 실제 항공기에 장착하여 시험한 결과 방향축 트림을 위한 조종사의 조종부담을 효과적으로 감소시켰고, 엔진 출력이 변할 때 발생하는 순간 요우 모션도 크게 보상시킴을 확인하였다.

• 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.