• 한국추진공학회지
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• 제12권4호
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• pp.42-47
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• 2008

스마트무인기의 출력제어계통은 터보프롭 항공기와 유사한 피치 가버닝 개념으로 조종사가 엔진출력을 직접 조절하고 제어기는 프로펠러의 회전속도를 일정하게 유지하는 방식을 사용한다. PW206C 엔진은 회전익 항공기에 맞게 개발된 전자식엔진제어기를 갖춘 터보축 엔진으로 스마트무인기에서 요구되는 엔진제어개념과는 맞지 않는다. 따라서 엔진 출력을 전기식 작동기를 엔진의 출력조절레버에 연결하여 조절하는 수동방식을 사용한다. 본 논문에서는 엔진성능계산프로그램을 사용하여 엔진출력축속도, 비행고도 및 비행속도변화에 대한 엔진성능을 계산하여 각 비행조건에서의 출력조절레버각의 작동범위를 예측한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.339-342
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• 2007

스마트무인기의 추진동력계통은 터보프롭 항공기와 유사한 피치 가버닝 개념으로 조종사가 엔진동력을 직접 입력하고 제어기는 프로펠러의 RPM을 일정하게 유지하는 방식을 사용한다. PW206C 엔진은 회전익 항공기에 맞게 개발된 전자식 엔진제어기(Electronic Engine Control)를 갖춘 터보축엔진으로 스마트무인기에서 요구되는 엔진제어개념과는 맞지 않는다. 따라서 기존 EEC의 엔진상태 모니터링 기능은 사용하되 엔진 출력은 수동방식으로서 전기식 작동기를 엔진의 Power Lever Arm(PLA)에 연결하여 조절한다. 본 논문에서는 엔진성능계산프로그램을 사용하여 비행고도 및 속도변화에 대한 엔진성능을 계산하여 각 비행조건에서의 PLA 작동범위를 예측하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.253-256
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• 2003

65마력급 UAV용 초소형 터보샤프트 엔진의 코어를 55lbf급 터보제트 형식으로 개조 개발하였다. 터보샤프트 엔진의 동력발생기와 동일한 유량 특성을 갖는 배기 노즐을 부착함으로써 코어 엔진은 완제 엔진과 완전히 동일한 기계적, 공력적 특성을 보유하고 있다. 엔진 출력은 축 마력 대신 비교적 계측이 용이한 추력으로 나오기 때문에 터보샤프트 엔진의 성능과 수명을 좌우하는 코어의 검증 시험 용도로 매우 유용하다. 뿐만 아니라 코어 엔진은 그 자체로 하나의 터보제트엔진으로 추력이 필요한 소형 비행체의 추진기관으로 직접적인 활용이 가능하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.315-318
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• 2007

MATLAB/$SIMULINK^{TM}$ 환경 기반에서 일반적인 터보 축 엔진의 천이상태 및 시동 특성 해석을 위한 동적 시뮬레이션을 수행하였다. 터보축 엔진 구성품을 열역학 및 로터 동역학적인 관계식을 이용하여 모델을 구성하였다. 엔진 시동 특성은 보조동력장치에서 발생한 축력을 엔진 터빈에 전달시켜 엔진 각 구성품에서의 압력, 온도 및 축력의 변화 등에 대한 해석을 수행하였으며, 정상상태에서 작동 중인 모델엔진의 연료유량 변화에 대한 엔진 작동상황을 모사해 봄으로써 엔진 천이 특성에 대한 해석을 수행하였다. 향후, 엔진 제어기능을 기본 모델에 추가함으로써 보다 다양한 엔진 성능 시뮬레이션이 가능할 것으로 사료된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2001년도 제16회 학술발표회 논문초록집
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• pp.76-79
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• 2001

SIMULINK^{$\circledR}$를 이용하여 항공기용 터보프롭 엔진을 모델링한 후 현재 KT-1의 추진기관인 PT6A-62 분리축 터보프롭엔진의 성능을 해석하였다. SIMULINK^{$\circledR}$ 모델의 검증을 위하여 상용해석프로그램인 GASTURB 와 비교한 결과 최대오차율 1.07% 이내로 확인되었다. 지상정지 조건에서 블리드 공기유량을 0에서 5%, 보기류 구동에 따른 출력손실을 0에서 20 hp로 가정하고 해석한 결과 축마력은 최대 0.68%감소하며 비연료소모율은 거의 영향을 받지 않음을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.11-15
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• 2012

한국형발사체 상단엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진용 터보펌프의 임계속도 해석이 이루어 졌다. 7톤급 터보펌프는 기 개발된 실험용 30톤급 터보펌프 및 현재 개발 중인 한국형발사체 1, 2단 엔진용 75톤급 터보펌프의 기본 개념을 채용하여 1축 터보펌프로 설계가 진행 중이다. 2개의 볼 베어링으로 지지되는 산화제펌프 회전체와 역시 2개의 볼 베어링으로 지지되는 연료펌프-터빈 회전체는 스플라인 축으로 연결되어 설계 속도에서 작동한다. 본 연구에서는 회전체동역학 해석을 수행하여 터보펌프가 sub-critical 회전체로서 충분한 임계속도 분리 여유를 확보하는 지를 검토하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.11-11
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• 1998

다목적으로 활용할 수 있는 터보축 엔진의 개발을 위한 정상상태 및 동적모사 프로그램을 개발하였다. 개발비, 개발시간, 개발위험도의 절감을 위해 가스발생기 부분은 성능이 잘 알려진 기존의 터보제트 엔진을 활용하였으며 약 3000hr 이상의 수명을 확보하기 위해 터빈재질을 교체하고, Larson-Miller 곡선을 이용하여 최대회전속도와 최대 터빈 입구온도를 각각 35000 RPM과 1140 K의 결정하였다 추가되는 동력터빈의 구성품 성능선도는 압축기 터빈 성능선도를 축척하여 사용하였다. 정상상태 성능해석에는 유량 및 일평형 방정식을 이용하였으며, 동력터빈이 각각 73%, 80%, 90%, 100% RPM일 때 가스발생기를 75%(24500 RPM)에서 100%(35000 RPM)까지 5% 간격으로 나누어 계산을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.23-23
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• 1997

다목적으로 활용할 수 있는 분리축 방식의 터보축 엔진 개발을 위한 정상상태 해석 프로그램의 개발과 함께 동일 형식의 가스터빈엔진 시험장치를 이용한 실험을 통해 프로그램의 해석결과와 비교, 그 타당성을 입증하였다. 실험에 이용된 시험장치는 1단 원심형 압축기, Can형 연소기, 1단 Radial형 압축기 터빈 및 동력터빈으로 구성되어 있으며 출력은 3상 교류발전기를 통해 획득된다. 해석에 사용된 주요 구성품의 성능곡선은 시험장치 제작자로부터 획득된 자료를 이용하였으며, 경우에 따라 시험장치를 이용한 실험을 통하여 보정하였다. 시험장치를 이용한 실험결과를 프로그램 해석결과와 비교한 결과, 시험장치의 운용제한에 의해 실제 자동영역이 제한되기는 했으나, 압력비, 출력 등 주요 변수들에서 10% 미만의 오차를 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1238-1244
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• 2009

본 연구는 헬리콥터용 터보축엔진의 온라인 상태진단을 위해 퍼지-신경망 알고리즘을 제안하였고 GUI 형태의 SIMULINK프로그램으로 개발하였다. 진단 프로그램 개발을 위해 look-up 테이블 형식 기본 성능 모듈로 계산시간을 줄였고 실시간 성능 데이터를 획득하기위해 신호 생성 모듈을 사용하였다. 이 프로그램은 계측성능상태를 모니터링하기위한 온라인 상태모니터링 프로그램과 계측데이터와 퍼지를 이용한 정성적인 상태진단과 신경 회로망을 이용한 정량적인 상태진단으로 이루어진다. 제안된 온라인 진단 프로그램은 헬리콥터엔진의 상태모니터링에 적용 가능여부를 확인하기 위하여 터보샤프트 엔진을 대상으로 검증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.59-64
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• 2010

터보샤프트 엔진의 고공성능시험에서 주요 성능 인자인 축마력, 연료 유량, 비연료 소모율 및 공기유량에 대하여 측정의 수학적 모델을 제시하고 측정 불확도를 평가하였다. 터보제트 및 터보팬 엔진의 경우와 비교하여 차이점을 논의하였다. 시험 조건의 측정 불확도를 평가하였으며, 이를 보정된 성능 데이터 측정 불확도에 반영하는 방법을 제시하였다. 실제 터보샤프트 엔진 고공성능시험설비를 이용한 시험 사례에 대한 측정 불확도 평가 결과를 제시하였다. 주요 성능 인자의 측정 불확도는 시험 조건측정의 불확도를 반영하였을 경우 0.65~1.09%, 반영하지 않았을 경우 0.36~0.94%로 평가되었다.