• 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.

• 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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• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제15권3호
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• pp.40-46
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• 2011

75톤급 터보펌프용 속도복식 터빈을 개발하였다. 축과 로터의 연결에는 커빅커플링을 적용하였다. 커빅커플링은 시편을 통한 고온비틀림 시험과 시제품의 스핀시험을 통해 적용 적합성을 검증하였다. 고압 공기를 이용한 성능시험 결과, 개량형 속도복식 터빈의 비출력은 기본형 단단 터빈에 비해 설계점에서 20.5%가량 향상된 것으로 나타났다. 개량형터빈의 $1^{st}$로터는 설계점 전체출력의 74.1%를 담당하는 것으로 확인되었다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2013년도 추계학술대회 논문집
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• pp.686-686
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• 2013

차량용 터보차져는 디젤엔진뿐만이 아니라 가솔린 엔진에서도 장착이 보편화 되었다. 터보차져는 엔진의 효율과 출력을 효과적으로 증가시키는데 매우 훌륭한 장치이기는 하나, 여러 가지의 소음 문제를 유발시키기도 한다. 이들 소음은 회전축의 거동에 의하여 유발되는 구조 전달 소음과 공기 유동에 의하여 유도되는 공력 소음으로 구분된다. 이와 더불어 웨이스트게이트 밸브를 전자적으로 제어하는 액츄에이터계 거동으로부터 발생되는 기계적 소음이 있는데, 이것이 밸브 떨림음이다. 이 소음은 밸브가 열려 있을 때에만 발생하는데, 이는 연결 구조물 사이의 간극이 외력에 의하여 강제 접촉을 유지하지 않고 밸브부터 액츄에이터 사이에 연결되어 있는 각 연결 구조물이 서로 자유단으로 접촉하고 있기 때문이다. 각 자유단 접촉점에서는 배기가스 맥동파에 의하여 충격 진동이 발생하고 이것이 터빈하우징으로 전달되어 밸브 떨림음이 발생하는 것이다. 그러나, 액츄에이터의 기계적 구동력에 의하여 액츄에이터의 모든 연결 구조물이 강제접촉을 유지하고 있는 기계식 액츄에이터에서는 발생하지 않는다. 본 논문에서는 불평형 회전축을 갖는 소형 진동 모터를 이용하여 전자식 액츄에이터에서 발생하는 밸브 떨림음 평가를 위한 장치를 고안하였으며, 이 장치를 이용하여 밸브 떨림음의 저감효과를 평가하였다. 소음 저감 방법으로는 구조물간 접촉 간극 축소 또는 웨이브 와셔 삽입, 밸브레버와 터빈하우징 사이에 조립되는 부싱의 헐거움 끼움이 효과적임을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권7호
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• pp.688-694
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• 2008

볼 베어링과 펌프 비접촉 실의 동특성을 고려하여 고추력 액체 로켓 엔진용 터보펌프의 회전체동역학 해석이 수행되었다. 회전 고유진동수와 감쇠비를 예측하기 위하여 회전속도에 따른 복소 고유치 해석이 수행되었다. 동기 회전체 질량 불평형 응답과 시간 과도 응답 해석을 통하여 회전체의 임계속도와 불안정 운전 시작 속도가 확인되었다. 수치 해석 결과로부터 후방 베어링 강성이 임계속도와 불안정성 예측에 있어서 가장 중요한 인자로 확인되었는데, 이는 1차 모드가 터빈부 회전축 굽힘 모드인 것에 기인한다. 임계속도에 있어서 펌프 실의 영향은 후방 베어링 강성이 감소할수록 그리고 전방 베어링 강성이 증가할수록 확대되는 것으로 나타났다.

• 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.