• 한국추진공학회지
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• 제23권1호
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• pp.124-131
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• 2019

가스터빈엔진 고도시험설비 운용특성탐색 및 설비튜닝 연구와 유량/추력 측정방안 검증을 위한 엔진 시뮬레이션덕트 설계 연구를 수행하였다. 설비 운용특성 검증은 배압/추력 제어가 필요하므로 Spikecone type의 가변노즐을 적용하였으며, 유량검증용 ISO 쵸킹노즐의 추가장착이 가능토록 설계하였다. 시뮬레이션덕트 주유로 면적은 1D Sizing으로 결정하고, 노즐면적변화에 따른 시뮬레이션덕트 내부 유동특성은 1D/CFD 해석으로 조사하였으며, 해석결과로부터 설비운용특성 탐색 및 유량/추력 검증시험을 위한 공기공급부 시험조건을 도출하였다. Spike 노즐 구동부는 시험 전운용 구간에서 공력하중조건을 견디도록 모터, 리니어 볼스크류 등의 부품모델을 선정하였으며, 시험 시 10 mm/s의 이송속도가 가능하도록 설계하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.213-217
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• 2006

PW206C 터보 축 엔진을 위해 신경회로망을 이용한 지능형 성능 진단 프로그램이 제안되었다. 이 엔진은 항공우주연구원에서 개발 중에 있는 틸트 로터 타입 스마트 무인기의 추진시스템으로 선정되었다. 1개의 은닉층, 입력층, 출력층을 가지는 BPN(Back Propagation Network)이 신경회로망을 훈련시키기 위해 이용되었다. 입력층은 7개의 뉴런을 가지는데 SHP, MF, P2, T2, P4, T4 및 T5와 같은 측정파라미터이며 출력층은 6개의 뉴런으로 구성되어 있으며 각각은 압축기, 압축기 터빈, 동력 터빈의 유량 함수 및 효율이다. 신경망을 훈련하고 테스트하기 위한 데이터 베이스는 가스터빈 성능모사 프로그램을 이용하여 구성하였다. 훈련된 신경망을 PW206C 터보 축 엔진의 진단에 적용한 결과 제안된 진단 알고리즘이 압축기 오염과 압축기 터빈의 침식과 같은 단일 손상을 탐지하는데 유용함을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.15-22
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• 2006

PW206C 터보 축 엔진을 위해 신경회로망을 이용한 지능형 성능 진단 프로그램이 제안되었다. 이 엔진은 항공우주연구원에서 개발 중에 있는 틸트 로터 타입 스마트 무인기의 추진시스템으로 선정되었다. 1개의 은닉층, 입력층, 출력층을 가지는 BPN(Back Propagation Network)이 신경회로망을 학습시키기 위해 이용되었다 입력층은 7개의 뉴런을 가지는데 SHP, MF, PT2, TT2, PT4, TT4 및 TT5와 같은 측정파라미터이며 출력층은 6개의 뉴런으로 구성되어 있으며 각각은 압축기, 압축기 터빈, 동력 터빈의 유량함수 및 효율이다. 신경망을 훈련하고 테스트하기 위한 데이터 베이스는 가스터빈 성능모사 프로그램을 이용하여 구성하였다. 훈련된 신경망을 PW206C 터보 축 엔진의 진단에 적용한 결과 제안된 진단 알고리즘이 압축기 오염과 압축기 터빈의 침식과 같은 단일 손상을 탐지하는데 유용함을 확인하였다.

• 플랜트 저널
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• 제13권4호
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• pp.48-50
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• 2017

산업용 가스터빈의 동적 거동 해석을 위하여 시뮬레이션 Tool을 개발하였다. 시뮬레이션 Tool의 확장성을 향상시키기 위해 모든 가스 터빈 부품(압축기 및 연소기, 터빈, 덕트)을 모듈화하였다. 우리는 이 목적을 위해 객체 지향 프로그래밍을 사용했다. 질량 및 에너지 평형식은 다변수 뉴튼렙슨법을 사용하여 수치적인 해를 구했다. 가스터빈의 성능을 예측하기 위하여 압축기와 터빈의 성능선도를 사용하였다. 연소는 완전연소로 가정하였다. 가스터빈의 회전수와 터빈 배기 가스온도를 일정하게 유지하기 위해서 PID 제어를 사용하여 연료량과 압축기 입구 안내깃을 동시에 제어하였다. 가스터빈을 안정적으로 제어할 수 있었고 매우 빠른 부하 변화에도 대응이 가능함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.495-498
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• 2010

본 시험장치는 가스터빈엔진의 이론적 열역학 계산을 실제 성능시험을 통해 비교해보고 관련 교육기관, 연구소 등에 가스터빈 엔진의 작동 원리와 구조에 대한 기초지식을 제공하도록 개발되었다. 추력 80lbf급 마이크로 터보제트 엔진을 대상으로 하여 NI DAQ(데이터 수집)장치와 LabVIEW 프로그램을 이용하여 실시간 계측되는 데이터와 기준 엔진 성능 시뮬레이션 데이터를 비교 할 수 있는 프로그램을 개발하였다.

• 수산해양기술연구
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• 제59권1호
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• pp.55-64
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• 2023

Gas turbine engines are widely used as prime movers of generator and propulsion system in warships. This study addresses the problem of designing a DS-based PID controller for speed control of the LM-2500 gas turbine engine used for propulsion in warships. To this end, we first derive a dynamic model of the LM-2500 using actual sea trail data. Next, the PRC (process reaction curve) method is used to approximate the first-order plus time delay (FOPTD) model, and the DS-based PID controller design technique is proposed according to approximation of the time delay term. The proposed controller conducts set-point tracking simulation using MATLAB (2016b), and evaluates and compares the performance index with the existing control methods. As a result of simulation at each operating point, the proposed controller showed the smallest in %OS, which means that the rpm does not change rapidly. In addition, IAE and IAC were also the smallest, showing the best result in error performance and controller effort.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.37-46
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• 2006

항공기 운항 시 나타날 수 있는 외부환경 조건은 상당히 가혹하다. 특히 차가운 대기조 건에서 항공기 운항 시에는 미세한 얼음 알갱이들에 의해 항공기의 성능에 큰 영향을 줄 수 있다. 기체의 날개 앞전에 얼음이 부착되면 날개의 형상을 변화시켜 비행특성을 저하시 키며, 엔진의 흡입구 앞전에 부착하게 되면 압축기 블레이드의 손상뿐 아니라 성능 및 항 공기의 안전에도 영향을 미치게 된다. 얼음 알갱이들로 인한 여러 가지 상황 중 엔진 입구 로 유입되거나 엔진 압축기 블레이드에 생성되는 얼음 알갱이들로 인한 엔진 성능 변화 추이를 분석하기 위하여 결빙모사장치의 제작을 수행하였다. 결빙모사장치는 FAA에서 정 의한 결빙조건을 만족할 수 있도록 제작하였으며, 결빙모사장치와 기존 액체공기시스템을 이용하여 결빙이 생성됨을 시험을 통하여 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.300-303
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• 2010

항공용 저출력 소형 가스터빈 엔진에 적용을 위한 연료 분사기의 분무 특성에 따른 반응 유동장에 대한 수치해석을 수행하였다. 인젝터의 개발에 있어 연료의 분무 상태가 엔진 성능에 큰 영향을 미치므로 다양한 변수에 대한 고려가 요구되고 있다. 본 연구에서는 정지 상태의 유동장에 분사기를 위치시키고 액적의 평균 직경, 분사 압력, 분사각을 변경하며 그에 따른 반응 특성을 살펴보았다. 해석 결과 분사압과 분사 각도가 클수록, 액적의 직경이 작을수록 활발한 반응이 일어나지만 분사압이 큰 경우 영역내에서 기화되는 연료량이 감소함을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.513-520
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• 2004

A steady-state/transient performance simulation model was newly developed for the propulsion system of the CRW (Canard Rotor Wing) type UAV (Unmanned Aerial Vehicle) during flight mode transition. The CRW type UAV has a new concept RPV (Remotely Piloted Vehicle) which can fly at two flight modes such as the take-off/landing and low speed forward flight mode using the rotary wing driven by engine bypass exhaust gas and the high speed forward flight mode using the stopped wing and main engine thrust. The propulsion system of the CRW type UAV consists of the main engine system and the duct system. The flight vehicle may generally select a proper type and specific engine with acceptable thrust level to meet the flight mission in the propulsion system design phase. In this study, a turbojet engine with one spool was selected by decision of the vehicle system designer, and the duct system is composed of main duct, rotor duct, master valve, rotor tip-jet nozzles, and variable area main nozzle. In order to establish the safe flight mode transition region of the propulsion system, steady-state and transient performance simulation should be needed. Using this simulation model, the optimal fuel flow schedules were obtained to keep the proper surge margin and the turbine inlet temperature limitation through steady-state and transient performance estimation. Furthermore, these analysis results will be used to the control optimization of the propulsion system, later. In the transient performance model, ICV (Inter-Component Volume) model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight conditions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the turbine inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Because the engine performance simulation results without the duct system were well agreed with the engine manufacturer's data and the analysis results using a commercial program, it was confirmed that the validity of the proposed performance model was verified. However, the propulsion system performance model including the duct system will be compared with experimental measuring data, later.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제29권1호
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• pp.116-123
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• 2005

The PID controllers have been widely accepted in many industrial systems due to their robust performance in a wide range of operating conditions and their functional simplicity To implement a PID controller, its three parameters must be determined for the given plant. Conventional tuning methods are mainly based on experience and experiment and are lack of systematic procedure Recently. to overcome drawbacks of conventional tuning methods, genetic algorithms have been used, In this paper a real-coded genetic algorithm is employed to search for the optimal parameters of the PID controller for speed control of marine gas turbine engines. Simulation results show the effectiveness of the proposed scheme.