• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.403-406
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• 2006

PW206C 터보샤프트엔진을 장착한 스마트무인기의 엔진베이 냉각을 목적으로 하는 이젝터를 설계하였다. 이젝터의 기하학적 형상과 유량비의 관계를 근사적 해석식을 사용하여 계산하므로서 이젝터의 형상을 설계하고 성능을 분석하였다. 근사적 해석식의 결과를 검증하기 위해 Fluent 코드를 이용하여 난류 유동해석을 수향하였다. Fluent 코드로 계산한 유량은 근사적 해석식으로 계산한 결과와는 차이를 보였으며, 이것은 이젝터 내부에서 유동의 충분한 혼합이 이루어지지 못하기 때문이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.351-354
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• 2006

PW206C 터보샤프트 엔진을 장착한 스마트무인기 연료시스템의 연료공급계통과 연료이송계통의 설계와 성능분석을 수행하였다. 연료공급계통은 엔진 연료입구에서의 최소압력과 최대압력 조건에 대한 성능분석을 통하여 엔진의 요구조건을 만족함을 확인하였다. 연료탱크간의 연료이송을 담당하는 제트펌프의 설계조건으로 비행체의 최대수평가속비행에서 ESDU와 Flowmaster 코드를 이용한 설계와 성능해석을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.457-463
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• 2005

터보샤프트 엔진을 장착한 스마트무인기의 연료시스템을 설계하였다. 개념설계 단계의 설계방법을 기초로 하여 비행체의 상세설계가 진행되면서 기체구조설계로부터 도출된 탱크 배치와 구성설계를 하였다. 또한 연료시스템의 상세설계에 필요한 비행체 및 엔진의 데이터를 도출하여 연료시스템의 주요 구성요소인 연료공급계통, 연료탱크 벤트계통, 그리고 급유계통의 상세 설계를 수행하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.97-100
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• 2006

An ejector is designed for the purpose of engine bay cooling and exhaust gas cooling. The primary flow of the ejector is the exhaust gas of the turboshaft engine. The mass flow of secondary flow is calculated by using the approximate analytic equation. For the purpose of verification of approximate method, comparison is made with the results of Navier-Stokes turbulent flow solution. According to the results of CFD, the mixing of two flows is incomplete due to the short length of mixing duct.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제2권1호
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• pp.88-95
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• 1999

This paper introduces the part of efforts to develop a derivative type turboshaft engine from an existing baseline engine for multi-purpose helicopters aiming at 4000 kg of take-off weight for 10-12 passengers. As a first step in meeting the development goal of increasing the output power from 720 hp to 840hp with minimum modification, a two stage axial compressor was redesigned to obtain the higher pressure ratio by removing the inlet guide vane and increasing the chord length. As a result, a two stage axial compressor was designed to facilitate a flow rate of 3.04 kg/s, a pressure ratio of 2.01 and an adiabatic efficiency of $85\%$. Its performance tests were carried out and verification of test results and redesign are under progress. Aerodynamic and structural analyses of the preliminary design are mainly described in this paper.

• 한국추진공학회지
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• 제12권3호
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• pp.60-67
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• 2008

본 연구는 운용중인 항공기의 가스터빈엔진을 유전 알고리즘을 이용한 실시간 결함진단을 통해 엔진 운용의 안정성과 신뢰성을 확보하는 것이 목적이다. 대상엔진인 터보샤프트엔진의 구성품 중 성능 저하는 압축기, 가스발생기 터빈, 동력 터빈 중 한 구성품에서만 발생한다고 가정하였다. 설계점에 비해 탈 설계영역에서의 학습 데이터는 약 200배 이상으로 증가하였으며, 따라서 요구 수렴도를 만족시키기 위한 방대한 학습시간이 요구된다. 진단오차를 만족시키고 학습시간을 단축시키기 위해 최적분할을 사용하였고 그 결과, 오차범위 5% 이내로 진단됨을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제13권6호
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• pp.56-63
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• 2009

본 논문에서는 PAV 추진기관에 대한 현황 및 전망을 조사하고 검토하였다. 현재의 수송교통 체계가 포화상태로 가고 있기 때문에 그 대안으로 개인용 항공기(PAV, Personal Air Vehicle)의 출현이 강하게 요구되고 있다. 왕복엔진의 경우 효율과 경제적 측면에서 우수하다는 장점을 지니고 있어 큰 출력을 필요로 하지 않는 PAV에 적합하나 소음이 심하다는 단점이 있다. 터보샤프트 엔진은 비추력이 크고 운용범위가 넓어 수직이착륙을 하는 VTOL PAV에 적합하나 가격이 비싸다는 단점이 있다. 최근 전 세계적으로 친환경 시장이 급격히 성장하고 있어 기존 왕복엔진이나 가스터빈엔진 기술의 발전과 더불어서 연료전지와 배터리를 이용하는 친환경적인 추진기관을 선호하는 추세가 높아지고 있다.

• 해양환경안전학회지
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• 제27권2호
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• pp.355-362
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• 2021

L.P SCR의 촉매 반응을 위해 선박의 발전기용 4행정 디젤엔진의 배기가스 온도를 높게 설계 할 수밖에 없었다. 본 연구의 목적은 밸브개폐시기와 연료분사시기를 조정을 통한 배기가스의 온도 감소가 L.P SCR의 운전조건을 만족시키고 고온으로 인한 발전기 엔진의 사고를 예방하기 위함이었다. 배기가스 온도를 하강시키기 위해 캠샤프트의 각도를 조정하고 연료분사펌프의 Shim을 추가하였다. 그 결과 최대폭발압력은 12.8 bar 증가하였고 터보차저 출구온도 평균값은 13.3 ℃ 하강하였다. 터보차저 출구에서 SCR 입구까지의 열손실을 감안하더라도 L.P SCR 운전조건인 SCR 챔버 입구 온도인 290 ℃를 만족하였다. 배기가스 온도 하강을 통해 디젤발전기의 안전운전이 가능하게 한 연구였다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 1998년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.183-190
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• 1998

This paper introduces the part of efforts to develop a derivative type turbo-shaft engine from an existing baseline engine for multi-purpose helicopters targeting at 4000kg of take-off weight for 10-12 passengers. As a first step in meeting the development goal of increasing the output power to 840hp from 720hp with minimum modification, two stage axial compressor was redesigned to obtain the higher pressure ratio by removing the inlet guide vane and increasing the chord length. As a result, two stage axial compressors were designed to have the flow rate of 3.04 kg/s, the pressure ratio of 2.01 and the adiabatic efficiency of $85\%$. Its performance tests were carried out and verification of test results and redesign are under progress. Aerodynamic and structural analyses of the preliminary design are mainly described in this paper.