• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.289-292
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• 2006

본 논문에서는 항공기용 터보 축 엔진의 결함진단 알고리즘으로 지지 벡터 장치(Support Vector Machine) 과 인공신경망(Artificial Neural Network) 을 복합으로 이용하였다. 인공신경망 알고리즘의 특성상 데이터 수에 따라 정확성과 수렴속도 등에서 차이가 나므로 탈설계 영역에서의 효용성여부를 판단하기 위해서 연료유량과 마하수에 따른 탈설계 영역 진단 결과를 지상정지 상태와 비교하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.44-50
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• 2008

본 연구에서는 SIMULINK를 이용하여 헬리콥터 추진시스템인 터보축 엔진의 성능모델링을 수행하였고 정확한 성능모델링을 위해 실제 엔진의 성능을 반영할 수 있는 구성품 성능도를 제작사에서 제공된 제한된 성능데이터로부터 유전알고리즘과 시스템 식별을 이용하여 새로이 생성하였다. 제작사에서 제공한 성능데이터와의 비교를 통해 개발한 프로그램의 신뢰성을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.245-249
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• 2007

본 연구에서는 모델 기반(Model-Based) 성능진단에 신경회로망을 적용하였고, SIMULINK를 이용하여 PW206C 터보축 엔진의 모델링을 수행하였다. 비행 고도, 비행 마하수, 가스발생기 회전수에 따른 다양한 운용영역의 성능데이터를 base로 하여 압축기, 압축기터빈, 동력터빈의 성능 저하에 대한 학습 데이터를 획득하고 역전파(Back Propagation Network)를 이용하여 훈련 하였다. 설계점 및 탈설계 영역에서 압축기, 압축기터빈, 동력터빈의 단일 손상 탐지를 수행한 결과 손상된 구성품을 잘 탐지함을 확인할 수 있었다.

• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제11권3호
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• pp.29-34
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• 2007

본 연구에서는 모델 기반(Model-Based) 성능진단에 신경회로망을 적용하였고, SIMULINK를 이용하여 PW206C 터보축 엔진의 모델링을 수행하였다. 비행 고도, 비행 마하수, 가스발생기 회전수에 따른 다양한 운용영역의 성능데이터를 base로 하여 압축기, 압축기터빈, 동력터빈의 성능 저하에 대한 학습데이터를 획득하고 역전파(Back Propagation Network)를 이용하여 훈련하였다. 설계점 및 탈설계 영역에서 압축기, 압축기터빈, 동력터빈의 단일 손상 탐지를 수행한 결과 손상된 구성품을 비교적 잘 탐지함을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.23-27
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• 2008

본 논문에서는 실수코드 유전 알고리즘(RCGA)과 인공신경망(ANN)을 이용하여 항공기용 터보 축엔진의 결함 진단에 관한 연구를 수행하였다. 인공신경망만을 이용하여 엔진의 결함을 판단 할 경우 많은 학습데이터 때문에 지역 최소점으로 수렴하는 단점이 있다. 이를 개선하기 위해 전역 최소점을 찾는 능력이 뛰어난 실수코드 유전 알고리즘을 사용하였다. 5% 이내의 RMS 결함오차로 높은 결함 예측 신뢰도를 가짐을 확인하였다.

• 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.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제6권2호
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• pp.83-94
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• 2003

Preliminary aerodynamic design of a compressor is carried out to meet the design requirements which are pressure ratio of 13, air mass flow rate of 4 ㎏/s and rotational speed of 45,000 rpm. The compressor type is chosen as an axial-centrifugal compressor from the design requirements which is suitable for a medium power class turboprop or turboshaft engine. Its overall isentropic efficiency is estimated to be 0.796 and its surge margin to be 20% exceeding the design requirement. This paper summarizes the aerodynamic design details including the design procedures and the results of the axial -centrifugal compressor.

• 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.

• 항공우주기술
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• 제1권1호
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• pp.163-172
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• 2002

액체로켓용 터보펌프시스템의 주요한 구성품의 하나로서 고압 터보펌프의 구동에 사용되는 터빈시스템 설계에 대한 연구가 수행되었다. 터빈시스템은 가스발생기에서 발생된 고온/ 고압의 연소가스의 운동에너지를 펌프를 구동시킬 수 있는 기계적 에너지로 전환하는데, 노즐을 통해 연소가스의 운동 에너지를 증가시켜 펌프와 동일 축으로 연결된 동익을 회전시킨다. 액체로켓엔진의 시스템설계의 결과로 주어지는 압력비, 일량, 입구온도, 입구압력 등의 요구조건하에, 이를 만족시키는 터빈 시스템(노즐 및 동익)의 설계연구가 수행되었다. 터빈시스템은 입/ 출구 압력비에 따라서 개방형(Open Type)과 밀폐형(Closed Type)으로 나눌 수 있는데, 개방형의 경우 높은 압력비와 소량의 유량을 필요로 하며 충격형(Impulse Type)의 동익이 사용되며, 낮은 압력비와 다량의 유량을 필요로 하는 밀폐형의 경우 반동형(Reaction Type)의 동익이 사용된다. 시스템의 단순화 및 효율화를 위해서 본 연구에서는 개방형 터빈시스템이 채택되었으며, 특히 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로 효율을 증가시키기 위해서 부분분사노즐(Partial Admission Nozzle)이 채택되었으며, 이의 효율에 미치는 영향이 연구되었다. 공기역학적 이론과 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터빈 상사시험을 통하여 본 연구에 적용된 설계를 검증하고자 한다.