• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.62-69
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• 2014

초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 후기연소기 장착 터보팬 엔진의 축소-확대 노즐에 대한 예비 연구를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이패스비를 가진 후기 연소기 장착 터보팬 엔진에 대한 사이클 모델을 설정하였다. 설정된 모델 엔진을 이용하여 Gasturb 12 소프트웨어로 설계점에 대한 성능해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 얻을 수 있었다. 항공기 이륙시의 최대추력 조건으로부터 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 탈 설계점 성능해석은 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m로 운용되는 항공기의 다양한 운용조건에 대하여 수행하였다.

• 항공우주
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• 제22권
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• pp.60-62
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• 1994

• 한국항공우주학회지
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• 제42권3호
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• pp.237-242
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• 2014

항공기용 터보팬 엔진의 성능이 이륙과 같이 급격하게 변하는 상황일 때 압축기에서 서지현상이 발생할 수 있는데, 본 논문에서는 이를 방지하는 것을 목적으로 한다. 제안된 시스템은 연료유량을 개루프 명령으로 생성하고, 가변 안내익을 폐루프로 설계하여 터보팬 엔진에 대한 제어시스템을 고전적인 PID제어기와 퍼지 추론 기법을 적용하여 설계하였다. 시뮬레이션은 SIMULINK를 이용하였는데, 제어로직 구성을 위한 동역학적 모델링은 NPSS(엔진해석프로그램)와 SIMULINK를 연동시켜주는 SIMUNLINK BLOCK인 NPSS S-function을 설계하여 이용하였다. 그리고 시뮬레이션 결과로 PID와 Fuzzy 모든 방법에 있어 VIGV의 제어결과로 서지현상을 방지할 수 있음을 증명하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권1호
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• pp.38-46
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• 2019

가스터빈 엔진에 대한 엔진 진단기술에 대한 관심이 높아지고 있으며, 엔진 건전성 진단기술에 적용 가능한 정확한 엔진 성능모사 프로그램의 중요성은 점점 더 커지고 있다. 이를 위한 엔진 성능모사는 설계점 해석으로부터 시작하여 탈설계점 성능모사, 부분부하 성능모사를 정확하게 수행해야 할 필요가 있다. 이에 따라 본 연구에서는 2-스풀 분리 배기 방식 터보팬 엔진에 대한 엔진 시뮬레이션 프로그램을 개발하고 PW(Pratt & Whitney)사의 JT9D-7R4G 엔진을 해석하였다. 각 비행영역에서의 설계점과 탈설계점에서의 정상상태 성능모사를 수행하고, 최대이륙조건 설계점과 순항상태 설계점의 해석결과의 차이를 비교하였다. 또한 구성품 성능선도 축척법 중 하나인 Reynold's Correction의 효과를 분석하였다. 개발된 프로그램의 결과와 NPSS의 결과를 비교하여 프로그램을 검증하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제6회(2016년)
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• pp.9-14
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• 2016

버드 스트라이크는 항공기 안전에 큰 위협을 주고 있다. 새를 막기 위하여 공항에서 여러 가지 방법들을 이용해 새를 쫓고 있지만 임시방편인 경우가 많거나 근본적인 방법은 아니다. 본 연구에서는 이러한 버드 스트라이크를 막기 위하여 새를 막는 장치를 엔진 흡입구에 장착하고, 이 흡입구가 엔진 흡입구의 성능에 어떠한 영향을 주는지 알아보려고 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권4호
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• pp.23-32
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• 2012

본 연구에서는 가변 안내익과 가변 정익을 가진 압축기가 적용된 소형 터보팬엔진의 통합성능해석법에 대한 연구를 수행하였다. 통합해석을 위해 Isight를 이용하여 엔진성능해석프로그램(NPSS)과 압축기탈 설계점 성능프로그램(STGSTK)을 연계하여 해석할 수 있는 절차 및 연계프로그램을 구축하였다. 각각의 해석프로그램은 실험데이터와 비교하여 타당성을 검증하였다. 이러한 통합 해석법을 적용한 결과 탈설계점에서 요구되는 서지마진을 가지는 가변시스템의 작동 조건을 예측할 수 있었다.

• 전기전자학회논문지
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• 제25권2호
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• pp.330-336
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• 2021

하드웨어 이중화 구성 수를 줄이는 대표적인 방법은 마이크로컨트롤러로 고장을 검출, 식별 및 수용을 위한 해석적 기법으로 구현하는 것이다. 본 논문에서는 해석적 기법 중 하나인 고장 검출 필터를 항공기 터보팬 엔진 시스템에 적용하였다. 고장 검출 필터는 특수한 형태의 관측기로써 특정한 고장 발생시 잔차가 출력 공간에서 일정한 방향을 유지함으로써 고장의 위치 판별이 가능한 장점이 있다. 이에 본 논문에서는 터보팬 엔진 내 공기 터빈 시스템의 단일 입출력 동적 시스템 모델링, 고장 검출 필터 설계 및 이를 적용한 모의실험 결과를 나타내었다. 모의실험 결과를 통해 고장 검출 필터가 갖는 방향성에 대한 민감성 효과로 고장 검출이 유효하게 적용될 수 있음을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.842-849
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• 2011

Open Rotor 엔진은 차세대 항공기를 위한 잠재적 기술향상을 제공할 수 있는 여러 신기술중의 하나이다. Open Rotor 엔진은 일반적 고바이패스 터보팬 엔진보다 향상된 추진 저하율을 가지며 고바이패스비와 공기역학적 진보한 형상의 팬 블레이드 설계의 결합으로 우수한 연료소모율을 구현한다. Open Rotor 엔진 성능 모델은 F404 터보제트 엔진를 코어로 사용한 GE36 엔진의 설계 및 시험데이터를 기반으로 해석하였다. 시험데이터를 이용하여 Open Rotor 엔진 성능 모델을 검증하였으며 최신 차세대 터보프롭 엔진 성능과의 비교를 통하여 적절하게 구성되었음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.219-224
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• 2012

본 연구에서 중형 상용민간항공기 추진진기관인 분리형 노즐을 갖는 2 스풀 터보팬 엔진인 BR715-56의[1] 정상 성능모델을 구성 및 탈설계점 성능해석이 상용코드인 MATLAB/SIMULINK를[2] 이용하여 엔진성능특성과 엔진진단을 위해 수행되었다. 먼저 팬, 고압압축기, 고압터빈, 저압터빈 구성품 성능 맵들이 축척방법을 이용하여 유사성능 맵들을 축척하여 생성되었고 다음 탈설계점 성능모사 프로그램이 구성품들 간 유량과 일 조화에 의해 구성되었다. 모델은 용이한 정상 및 동적 모사와 사용자 편의의 장점을 갖는 SIMULINK 프로그램을 이용하여 개발되었다. 제안한 모델에 의한 탈설계점 해석 결과들은 다양한 작동 조건들에서 GASTURB에 의한 해석 결과들과 잘 일치함이 확인 되었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제22권8호
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• pp.1164-1172
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• 1998

The three dimensional numerical method using actuator disk blade row model is applied for calculating the flowfield interaction between an outlet guide vane (OGV) and a pylon in a typical civil turbofan engine. The static pressure distortion produced by the pylon is decaying upstream but is still felt at the turbofan exit, and hence can significantly affect the fan performance. The OGV amplifies the static pressure perturbation decaying upstream. The calculation results show that cyclic OGV which consists of three types of blades with different exit angles can reduce more than half of the asymmetries of total pressure and static pressure propagated through the OGV with uniform exit blade angle.