• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.553-556
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• 2009

항공기 부품은 다양한 고도의 운용조건을 만족해야 하므로 고고도 성능평가는 필수적이다. 본 연구에서는 가스터빈 엔진의 고공 점화특성을 확인하기 위하여 실물형 보조동력장치를 바탕으로 축소형 모델 연소기를 설계, 제작하여 22,000ft에 해당하는 대기온도 조건을 모사, 점화실험을 수행하였다. 저온 환경 모사를 위해 공기 공급배관에 열교환기를 설치하였고 냉각제로는 드라이아이스를 사용하였다. 실험결과 연소기로 공급되는 공기의 온도가 낮아질수록 점화가 가능한 공기과잉 구간은 감소하였음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.27-27
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• 2000

소, 중형 상업용 항공기나 초등 훈련기용으로 많이 이용되고 있는 터보프롭엔진의 성능해석을 위한 프로그램을 개발하였다. 대상엔진으로는 국내 최초의 초등훈련기인 KT-1의 추진기관인 PT6A-62엔진을 선정하였고 프로그램의 검증을 위하여 지상정지조건에서의 성능, 고도에 따른 성능 및 비행마하수에 따른 성능, 그리고 고도와 비행마하수를 동시에 고려한 성능 등을 상용 프로그램인 GASTURB 및 제작사에서 제시한 성능데이터와 그 해석결과를 비교하였다. 개발된 프로그램을 이용하여 비행마하수 0.2, 100% 동력터빈 회전수에서 가스발생기 회전수를 75%에서 105%까지 5% 간격으로 나누어 부분부하 성능해석을 수행하였다. 또한 연료유량의 변화에 대한 천이상태 성능해석도 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.198-200
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• 2017

보조동력장치(Auxiliary Power Unit: APU)는 항공기에 장착되어 주엔진의 지상 및 공중 시동을 위한 에너지를 공급하고 항공기의 비상 및 보조 전원을 공급하는 역할을 하는 소형 가스터빈엔진이다. 항공기용 APU는 구조가 간단하고 소형이지만 유인 항공기에 장착되기 때문에 높은 신뢰성이 요구되므로 인증 절차를 통하여 그 신뢰성을 입증하여야 한다. 한국항공우주연구원은 2007년부터 2012년까지 한화 테크윈과 함께 축적된 국내 연구개발 역량 및 경험을 바탕으로 헬리콥터용 APU의 설계/해석, 제작 및 조립, 개발시험 및 인증시험을 평가를 성공적으로 완료하였다. 본 논문에서는 헬리콥터용 보조동력장치의 개발 및 인증 과정에 대하여 정리하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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• pp.603-606
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• 2002

Numerical analysis and its inverse design process of 2nd stage of JT8D aircraft engine is described. One of the most important factors that affect the performante of turbomachine is secondary flow in the blade passage, so that the performance of turbomachine can be improved by controlling secondary flow. In this paper, as a method to control secondary flow, commercial inverse design program, TurboDesign is used. Meridional derivative of angular momentum is selected as a parameter to control blade leading in this program, To validate inverse designed model, computational analysis is applied which includes rotor-stator-interaction. In this paper, CFB results of both original and inverse designed model are compared to examine how much the performance improves without reduction of work output.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권5호
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• pp.39-45
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• 2006

항공기의 가스터빈 엔진에서 축에 결함이 있을 경우에 대한 건전성 평가를 비파괴방법으로 접근했다. 로터의 축에 결함이 있을 경우에는 국지적으로 강성이 약화되어 임계속도가 달라진다. 결함이 있는 축의 순응도(compliance)행렬을 이용해서 각각의 결함의 위치와 깊이에 따른 임계속도를 구하고 이러한 결과들을 이용해 역 문제에 대한 자료를 구축함으로써 엔진 축의 건전성 평가를 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.29-36
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• 2008

APU 가스터빈에 적용되는 연료노즐의 분무특성을 확인하였다. 분무시험은 항공기의 비행조건에 따라 4개의 작동조건에 대하여 수행하였으며 각 분무조건은 지상에서의 무부하 및 통합부하 조건과 고도 20,000 feet에서의 무부하 및 통합부하에 대해서 실험을 수행하였다. 분무특성은 레이저 빔을 이용한 가시화와 PDPA 시스템을 이용하여 SMD 및 속도측정을 수행하였으며 노즐출구에서 $20{\sim}100\;mm$지점에서 측정하였다. 연구결과 20,000 feet 무부하 조건의 경우 $90{\sim}95\;{\mu}m$ 정도의 SMD를 나타내었고 지상무부하의 경우 약 $60{\sim}75\;{\mu}m$로 측정되었으며 20,000 feet 통합부하의 경우 약 $55{\sim}65\;{\mu}m$ 지상 통합부하의 경우 $30{\sim}70\;{\mu}m$의 값을 나타내었다. 20,000 feet 무부하의 경우 화염 불안정이 발생할 가능성이 있으므로 연료분무입자의 크기를 감소하는 다양한 노력이 요구된다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권2호
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• pp.71-83
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• 2013

항공기 가스터빈의 운용율을 극대화 하고 정비 비용을 최소화하기 위해 최근 모델기반방법이나 인공지능방법을 이용한 첨단상태진단기법들을 적용하고 있다. 이 진단 방법들 중 비선형 GPA방법과 유전자 알고리즘을 이용한 엔진 진단방법들이 선형 GPA, 퍼지 로직 및 신경망 이론 등의 타 방법들에 비해 장점을 가지고 있는 것으로 알려졌다. 이에 본 연구에서는 항공기용 AE3007H 터보팬엔진의 상태진단에 비선형 GPA기법과 유전자 알고리즘을 적용한 후 비교를 통해 센서 노이즈와 바이어스가 있는 경우 유전자 알고리즘이 보다 우수한 진단 기법임을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.96-103
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• 2004

기존의 축척방법을 개선하기 위하여 실험 데이터나 엔진 제작사에서 제공된 일부 데이터로부터 일련의 구성품 성능선도들을 구하고, MATLAB 프로그램의 다항식을 이용하여 새롭게 성능선도를 구성하는 축척방법을 제안하였다. 본 연구에서는 소형 터보축 엔진의 실험 데이터를 이용하여 새로 제안된 기법을 검증하였고, 실제 항공기 엔진인 PT6A-62에 새로 제안된 기법을 적용하여 보았다. 여기서 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과를 실제 엔진 성능 데이터, 기존의 축척방법으로 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제2권2호
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• pp.14-23
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• 1998

본 연구에서는 제트 추진 기관의 터빈 익렬에서의 유동과 대기중에 부유되어 있는 입자들이 제트엔진 내부로 유입될 경우 이에 따른 압축기 날개의 마모 및 충돌 부위를 예측하기 위하여 수치해석을 수행하였다. 일반적으로 각종 항공기의 추진 기관용 가스 터빈 엔진은 대기중에 부유되어 있는 각종 입자들의 영향을 받게 된다. 특히, 화산 지역, 먼지 입자 부유물이 많은 공업지대 또는 사막지역을 비행하는 항공기의 경우는 모래 알갱이, 먼지, 및 연소 입자의 직접적인 영향을 받아 각 요소들에 심각한 부식 및 마모가 발생됨으로써 성능 저하 및 냉각통로의 막힘, 압축기와 터빈 날개의 손상 등이 예측되어 진다. 이러한 손상들은 초기에는 미세하게 발생하지만, 손상 정도가 점점 누적됨에 따라서 항공기의 안전 운전에 심각한 위험 요소로서 작용할 수 있으며, 경제적으로도 기관의 유지 보수비용의 증가를 가져 올 수 있다. 따라서 압축기에 화산재 또는 대기중에 부유되어 있는 금속 입자나 먼지 입자 등이 유입되었을 경우, 압축기 날개의 손상 부위와 정도를 예측하는 것이 필요하다. 따라서 본 연구에서는 다양한 입자의 유입각에서 라그랑지안 방법을 적용하여 압축기 날개 유로로 부유된 입자의 궤적을 예측하고 입자의 충돌에 의한 충격량을 계산하였다. 아울러 정량적인 충돌량을 해석하기 위하여 입자 충돌 계수를 정의하여 압축기 날개 표면의 충돌특성을 해석하였다. 세라믹과 연강에 대한 날개 표면의 마모량을 계산하였으며, 이러한 예측들을 통하여 표면에의 코팅 등의 개선책을 찾을 수 있었다.