• 한국유체기계학회 논문집
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• 제3권4호
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• pp.38-43
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• 2000

Recently, KARI(Korea Aerospace Research Institute, Korea) and CIAM(Central Institute of Aviation Motors, Russia) have made an effort in developing a centrifugal compressor for a small gas turbine engine as part of a collaboration program. This compressor has been designed as a sub-component for an axial-centrifugal compression system for a small turbo-shaft engine aiming adiabatic efficiency higher than 0.81. The geometrical design requirement imposes restrictions to have high inlet hub-to-tip ratio and inlet swirl flow. In this study, the compressor has been designed using the generalized experimental data established from those compressors having pressure ratio of 3.7 to 5. From this generalized empirical correlation, desirable values of design parameters could be obtained. Subsequently, quasi-3D and 3D viscous flow analyses have been performed to ensure the adopted methodology. It is expected that the centrifugal compressor provides total pressure ratio of 4.89, corrected mass flow-rate of 1.64kg/sec, and adiabatic efficiency of 0.815 with inlet hub-to-tip ratio of 0.641. These relatively high total pressure ratio and inlet hub-to-tip ratio are the main distinctive features in this design. Besides, one of the main features of this centrifugal compressor is the adoption of a double-row bladed diffuser to effectively decelerate the transonic flow leaving the impeller. The compressor has been manufactured and will be tested in the near future.

• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.42-49
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• 2014

가상엔진 시뮬레이터를 이용한 시험장치는 실제 엔진을 이용한 시험과 유사한 시험 수행을 통하여 엔진 시험 횟수를 줄이고 동일한 조건에서 반복 시험이 가능하므로 엔진 정비 및 운용비용을 감소시켜 준다. 그리고 실제 시험에서 수행하기 어려운 극한 상황을 쉽게 구현할 수 있기 때문에 실제 엔진 시험 시 발생할 수 있는 엔진 손상 및 위험한 시험을 대체해 준다. 본 연구에서는 사전 연구를 통해 개발하였던 소형제트엔진 성능시험장치에 실시간 엔진 모델을 적용하여 실제 엔진 시험과 가상 엔진 시험을 다목적으로 수행할 수 있는 업그레이드 된 소형제트엔진 성능시험장치를 개발하였다. 새로 개발된 다목적 소형 제트엔진 성능시험장치는 교육용 및 연구용으로 더욱 다양하게 활용될 수 있을 것으로 기대된다.

• 대한기계학회논문집
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• 제17권12호
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• pp.3148-3165
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• 1993

A cascade wind tunnel test for a turbine nozzle, which was designed for a small turbo jet engine in a previous study, has been conducted to evaluate its aerodynamic performance and losses. The large-scale blades were based on the mid-span profile of the nozzle. Oil film flow structure, and then 3-dimensional velocity components were measured in the flow passage with a 5-hold pressure probe, in addition to turbulent intensities at mid-span of cascade exit using a hot-wire anemometer. From this study, 3-dimensional growth of horseshoe and passage vortices in the downstream direction was clearly understood with near-wall flow phenomena. In addition, secondary flow and losses associated with the blade configuration were obtained in detail.

• 한국추진공학회지
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• 제15권2호
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• pp.23-28
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• 2011

제트연료변경에 따른 엔진 운용 특성 변화를 살펴보기 위해 JP-8 연료와 JP-S 연료를 사용하여 소형터 보제트엔진의 지상시험 및 고도시험을 수행하였다. 비중이 18% 높은 JP-S 연료에 대한 연료조절시스템 특성은 동일 연료공급명령에 대한 실 연료공급량이 JP-8 연료보다 8% 많이 공급되었다. 시동특성은 연료조절시스템의 명령 대비 공급량의 차이로 인한 점화시점 및 엔진 회전수 가속율 등의 변화를 제외하고는 유사한 특성을 보였다. 정상상태 성능 특성은 순 추력의 일부 구간을 제외하고는 순 추력과 공기유량, 배기가스온도 등 대부분의 엔진 성능 변수가 1% 이내로 유사하였으나 연료소모량만은 연료의 발열량 차이로 인해 최대 5 %이상 차이가 발생하였다. 이를 동일 추력 대비 비 연료소모율로 비교할 때 지상시험에서는 약 1.1~2.6 %, 고공환경시험에서는 5 % 이상 차이가 발생하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.410-415
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• 2010

제트연료변경에 따른 엔진 운용 특성 변화를 살펴보기 위해 JP-8 연료와 JP-S 연료를 사용하여 소형터보제트엔진의 지상시험 및 고도시험을 수행하였다. 비중이 18% 높은 JP-S 연료에 대한 연료조절 시스템 특성은 동일 연료공급명령에 대한 실 연료공급량이 JP-8 연료보다 8% 많이 공급되었다. 시동 특성은 연료조절시스템의 명령 대비 공급량의 차이로 인한 점화시점 및 엔진 회전수 가속율 등의 변화를 제외하고는 유사한 특성을 보였다. 정상상태 성능 특성은 순 추력의 일부 구간을 제외하고는 순추력과 공기유량, 배기가스온도 등 대부분의 엔진 성능 변수가 1% 이내로 유사하였으나 연료소모량만은 연료의 발열량 차이로 인해 최대 5 %이상 차이가 발생하였다. 이를 동일 추력 대비 비 연료소모율로 비교할 때 지상시험에서는 약 1.1~2.6 %, 고공환경시험에서는 5 % 이상 차이가 발생하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.864-870
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• 2017

다단연소사이클 엔진의 추진제는 예연소기에서 일부 연소되고, 연소된 고온의 가스는 터빈을 구동하고 터빈은 터보펌프를 작동시킨다. 터보펌프의 터빈을 통과한 연소가스는 고온 고압의 상태로 연소기로 공급되는데, 이때 연료 또는 산화제의 양에 따라 연소가스는 연료 과잉 또는 산화제 과잉 상태로 공급된다. 산화제 과잉상태의 환경에서 금속 배관은 작은 입자의 충격에 의해서도 발화 또는 폭발될 수 있다. 이를 방지하기 위해 로켓 선진 국가에서는 산화제가 이동하는 공간에 내산화 코팅을 한다. 본 연구에서는 해외 내산화 코팅 물질 분석을 통해 국산 조합분말을 개발하였고, 코팅공정을 수립하였다. 개발된 조합분말을 이용하여 코팅 후 내산화 시험을 수행하였으며, 그 결과 질량변화량이 -0.16%~+0.01% 임을 확인하였다. 본 연구결과로부터 개발된 유약은 실물형 연소기의 내산화 코팅에 적용이 가능할 것으로 판단되며, 향후 연소시험을 통한 개발기술의 검증을 진행할 계획이다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제37권8호
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• pp.1007-1013
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• 2013

이 논문은 터빈 로터의 형상변화에 따른 공력 특성에 대하여 분석하였다. 본 논문의 터빈은 헬리콥터의 보조동력 장치로 사용되는 소형엔진이다. 소형엔진은 팁 형상의 구조적 취약성 때문에 성능을 향상시키기 어렵다. 그러므로, 터빈의 허브를 개선하는 것이 여러 가지 측면에서 유리하다. 터빈의 작동유체는 고온 고압의 가스이다. 터빈표면의 열전달률이 고려되었을 때, 열부하에 의한 블레이드의 손상을 줄이기 위해서는 블레이드 표면의 열전달률 분포를 고찰하여야 한다. 수치모사 결과를 검증용 실험값과 비교하였을 때, SST난류모델은 공력 특성을 잘 반영하고 열전달 예측성능도 우수하였다. 결론적으로, 허브측 선단에서 구륜설계(bulbous design)를 적용하였을 때 공력효율이 향상되었고, 전체 공력 손실 중 끝벽 손실은 15% 감소되었다.

• Tribology and Lubricants
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• 제13권1호
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• pp.76-81
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• 1997

The lubrication characteristics of high-speed roller bearings at oil-starvation have been investigated empirically using the bearings employed in small industrial gas turbine engines. Testing was done by simulating the oil-starvation conditions in engines, such as stopping the oil-supply to the bearing during normal operating, starting without oil-supply at atmospheric temperature, and accelerating with oil-supply at atmospheric temperature. During testing, the temperature of bearing, the power consumption, and the rotating resistance of the bearing were measured. From this study, on the contrary to the ball bearing, it was found that the resistance of the bearing was higher at the regime of without oil-supply than that at the regime of with oil-supply, despite less power consumption.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2003년도 춘계학술대회논문집
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• pp.514-519
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• 2003

The aircraft engine is usually supported by rolling element bearings and has a small damping rate, which is vol y sensitive to external force. The high-performance requirement of the rotors leads to complex assembly designs and are more flexible. Squeeze film dampers (SFDs) are introduced to provide damping while crossing the critical speeds and stability to the rotor s :stem. Hence, the focus of the present investigation is on the decision of an optimal size of the flexible rotor system supported by the squeeze film dampers to minimize the maximum transmitted load and unbalance response over a range operating speeds. The enhanced genetic algorithm (EGA), which was developed by authors, is used in the optimization process. This algorithm is based on the synthesis of a modified genetic algorithm and simplex method. The results show significant benefits in using EGA when compared with nonlinear programming (NLP).

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.36-40
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• 2004

일반적인 운용고도와 운항속도의 조건에서 스마트 무인기용 소형 가스터빈 엔진 연소기 내부의 유동 및 연소현상을 실험, 수치를 병행하여 연구하였다. 스마트 무인기의 비행모드에 따른 배압변화에 대한 이해를 위해 우선 무부하시 연소기 내부유동 및 연소현상을 수치해석으로 분석하였다.