• 대한용접접합학회:학술대회논문집
• /
• 대한용접접합학회 2002년도 Proceedings of the International Welding/Joining Conference-Korea
• /
• pp.235-243
• /
• 2002

Ni-base superalloys are used extensively in industry, both in aeroengines and land based turbines. About 60% by weight of most modern gas turbine engine structural components are made of Ni-base superalloys. To satisfy practical demands, the efficiency of gas turbine engines has been steadily and systematically increased by design modifications to handle higher turbine inlet or firing temperatures. However, the increase in operating temperatures has lead to a decrease in the life of components and increase in costs of replacement. Moreover, around 80% of the large frame size industrial/utility gas turbines operating in the world today were installed in the mid-sixties to early seventies and are now 25 to 30 years old. Consequently, there are greater opportunities now to repair and refurbish the older models. Basically, there are two major factors influencing the weldability of the cast alloys: strain-age cracking and liquation cracking. Susceptibility to strain-age cracking is due to the total Ti plus AI content of the alloy; Liquation cracking is due either to the presence of low melting constituents or constitutional liquation of constituents. Though Rene 41 superalloy has 4.5wt.% total Ti and Al content and falls just below the safe limit proposed by Prager et al., controlled grain size and special heat treatments are needed to obtain crack-free welds. Varying heat treatments and filler materials were used in a laboratory study, then the actual welding of service parts was carried out to verity the possibility of crack-tree weld of components fabricated from Rene 41 superalloy. The microstructural observations indicated that there were two kinds of carbides in the FCC matrix. MC carbides were located along the grain boundaries, while M$_{23}$C$_{6}$ carbide was located both inter and intra granularly. Two kinds of filler materials, Rene 41 and Hastelloy X were used to gas tungsten arc weld a patch into the sheet metal, along with varying pre-weld heat treatments. The microstructure, hardness and tensile tests were determined. The service distressed parts were categorized into three classes: with large cracks, with medium cracks and with small or no visible cracks. No significant difference in microstructure among the specimens was observed. Specimens were cut from the corner and the straight edge of the patch repair, away from the corner. The only cracks present were found to be associated with inadequate surface preparation to remove oxidation. Guidelines for oxide removal and the welding procedures developed in the research enabled crack-free welds to be produced.d.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.889-891
• /
• 2017

유상하중 수십 kg 수준의 무인기는 소형 왕복동 엔진이나 로터리 엔진을 사용하나 이들은 초기 구매 비용이 작다는 장점에 비해 운용 및 유지비용이 크다. 특히 소음이 심해 도심운용이 불가능하며, 진동으로 인해 탑재장비의 제한을 받는다. 이에 비해 가스터빈엔진은 운용 및 유지측면의 다양한 장점에도 불구하고 왕복동이나 로터리 엔진에 비해 연료소모율이나 출력당 중량이 크다는 단점이 있다. 본 연구는 이런 가스터빈엔진의 단점을 극복할 수 있는 레큐퍼레이터를 장착한 소형 터보샤프트엔진을 설계하는 것이 목적이다. 항우연이 기 개발한 틸트로터 항공기(TR-60)를 가상의 장착 기체로 상정하여 출력과 크기를 도출하였다. 본 논문에서는 이 엔진의 미션, 설계요구도 도출 및 설계절차와 초기 기준점 싸이클 설계 결과를 설명하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권12호
• /
• pp.1097-1107
• /
• 2015

일반적인 수직이착륙 항공기는 높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진을 사용한다. 그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다. 본 연구에서는 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 대안으로 제안하였으며, 시스템을 구성할 소형엔진과 전기모터, 배터리에 대한 기술조사 비교분석을 수행하였다. 연구를 위한 고정익 수직이착륙 무인항공기로 I사(社)의 65 kg급 수직이착륙 P-무인기를 사용하였다. 개발한 발전제어 및 전력제어 알고리즘의 타당성과 항속시간을 예측하기 위해 Matlab/simulink$^{(R)}$를 이용한 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 알고리즘이 비교적 잘 작동하는 것을 확인하였고, 직렬 하이브리드-전기 시스템이 임무형상을 만족하는 7시간의 항속시간을 충분히 만족 할 수 있을 것으로 예측하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
• /
• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집D
• /
• pp.840-845
• /
• 2001

Development of a small gas-turbine combustor for 100kW class APU(Auxiliary Power Unit) has been performed. This combustor is a reverse-annular type and has a tangential swirler in the liner head to improve the fuel/air mixing and flame stability. Three main and three pilot fuel injectors of the simplex pressure-swirl type are used. The performance target at the design condition includes a turbine inlet temperature of 1170K, a combustion efficiency of 99%, a pattern factor of 30%, and an engine durability of 3000 hours. Under developing the combustor, we conducted performance test of our first prototype(TS1) with some variants. As a result of the test, the performance targets of the combustor are satisfied except that the pattern factor is about 4% higher than target value. So, we redesigned the second prototype(TS2) and conduct performance test with the critical focus on pattern factor and exit mean temperature. We adopted TS2 four variant to check the improvement of pattern factor. As the result, the pattern factors of several variants were satisfied with the performance target. Finally, We chose the TS2A variant as a final combustor for our APU model.

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

• 한국항공우주학회지
• /
• 제30권5호
• /
• pp.118-126
• /
• 2002

한국항공우주연구원은 추력 3,000 lbf급 고공환경 시험설비인 Altitude Engine Test Facility(AETF)를 갖추고 소형 가스터빈엔진의 고공환경 성능시험에 활용하고 있다. AETF를 국제수준으로 발진시키기 위하여 측정정화도 및 신뢰도 향상을 위한 일련의 연구를 진행하고 있으며 측정불확도 개선을 위한 설비 개선이 일부 진행된 상태이다. 본 연구에서는 해면고도(sea level), 마하수(Mn) 0.3, 0.5, 0.7, 0.9일 때 단축(single spool) 터보제트 엔진에 대한 정상상태 성능시험을 수행하였고, 이를 성능 예측 프로그램(DECK)과 비교분석하였다. 가스터빈엔진의 주요 성능변수인 공기유량, 추력, 비연료소모율에 대하여 측정불확도를 분석하여 총기유랑은 0.791~0.914%, 순추력은 0.851~1.706%의 불확도를 나타내었고 연료 유량의 측정불확도는 1.372~7.348%, 비연료소모율의 측정불확도는 1.642~5.205%로 산정되었다. 또한 본 연구를 통하여 측정불확도 개선 방안이 확인되었다.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제32권9호
• /
• pp.659-668
• /
• 2008

Combustion instability has been considered as very important issue for developing gas turbine and rocket engine. There is a need for fundamental understanding of combustion instability. In this study, combustion instability was numerically and experimentally investigated in a dump combustor with bluff body. The fuel and air mixture had overall equivalence ratio of 0.9 and was injected toward dump combustor. The pressure oscillation with approximately 256Hz was experimentally obtained. For numerical simulation, the standard k-$\varepsilon$ model was used for turbulence and the hybrid combustion model (eddy dissipation model and kinetically controlled model) was applied. After calculating steady solution, unsteady calculation was performed with forcing small perturbation on initial that solution. Pressure amplitude and frequency measured by pressure sensor is nearly the same as those predicted by numerical simulation. Furthermore, it is clear that a combustion instability involving vortex shedding is affected by acoustic-vortex-combustion interaction. The phase difference between the pressure and velocity is $\pi$/2, and that between the pressure and heat release rate is in excitation range described by Rayleigh, which is obvious that combustion instability for the bluff body combustor meets thermoacoustic instability criterion.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제26권6호
• /
• pp.805-810
• /
• 2002

Development of a small gas-turbine combustor for 100㎾ class APU(Auxiliary Power Unit) has been performed. This combustor is a reverse-annular type and has a tangential swiller in the liner head to improve the fuel/air mixing and flame stability. Three main and three pilot fuel injectors of the simplex pressure-swirl type are used. The performance target at the design condition includes a turbine inlet temperature of l170k, a combustion efficiency of 99%, a pattern factor of 30%, and an engine durability of 3000 hours. Under developing the combustor, we conducted the performance test of our first prototype(TS1) with some variants. As a result of the test, the performance targets of the combustor are satisfied except that the pattern factor is about 4% higher than the target value. Therefore, the second prototype(TS2) was redesigned and the performance test was conducted with the critical focus on the pattern factor and the exit mean temperature. We adopted TS2 four variants to check the improvement of the pattern factor. As a result, the pattern factors of several variants were satisfied with the performance target. Finally, the TS2A variant was chosen as a final combustor fur our APU model.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제41권4호
• /
• pp.293-301
• /
• 2017

초임계 이산화탄소 발전사이클의 다양한 특성을 분석하기 위하여 Sub-kWe급의 소형 실험장치를 설계, 제작하였으며, 터보발전기를 개발하였다. 초임계 이산화탄소 발전용 터빈에서는 팽창비가 작고, 유량이 작기 때문에 터보발전기의 회전수가 높아지게 되고, 이에 따라 회전 부품의 선정, 터빈 공력설계, 축력 및 회전체 동역학 설계가 어려워지게 된다. 이에 터보발전기의 회전수를 줄이기 위하여 노즐의 여러 채널 중 1개의 노즐만 사용하는 부분유입 방법을 세계 최초로 초임계 이산화탄소 발전용 터보발전기에 적용하였으며, 회전체의 진동을 측정하여 부분유입 노즐을 적용함에도 회전체 안정성은 허용 범위내에 있음을 확인하였다.