• 한국항공운항학회지
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• 제15권1호
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• pp.1-10
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• 2007

When detonation is occurred, the working fluid is compressed itself, though there are no other devices that compress the fluid. As a result, an engine which uses detonation for a combustion process doesn't need moving parts so that the engine can be lighter than other engines ever exist, and such an engine is often referred to as a pulse detonation engine. Since using detonation has higher performance than using deflagration, many studies have been attempting to control and analyze the engines using detonation as combustion. The purpose of this study is to analyze the hybrid cycle which is consisted of Brayton and Pulse Detonation Engine cycle. At first, we set the theoretical basis of detonation analysis, and after that we consider two hybrid cycles; a turbojet hybrid cycle and a turbofan hybrid cycle. The more energy released, the higher detonation Mach number the detonation wave has. In general, a cycle which has a detonation process has higher performances but thermal efficiency of hybrid turbofan engine.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.592-596
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• 2012

항공기 성능해석을 하기 위해서는 엔진 상세 데이터가 필수적으로 요구된다. 하지만 이러한 엔진 상세 데이터는 항공회사의 경험으로 축적된 자산이기 때문에 엔진 성능 정보를 구하기 어렵다. 본 연구에서는 일반적으로 공개된 자료와 문헌정보를 이용하여 혼합흐름 터보팬 엔진 성능 모델을 구축하고 결과를 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제19회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.42-43
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• 2002

• 한국항공우주학회지
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• 제41권7호
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• pp.539-546
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• 2013

항공기용 터보팬 엔진에서 압축기 성능이 단 시간에 변화가 클 경우, 이를테면 항공기가 이륙하는 상황에서와 같이 엔진 회전속도(RPM)를 공회전(idle) 상태에서 최대로 증가 시킬 때, 항공기의 엔진 성능이 급격하게 변화하므로 압축기 내에서 서지현상이 발생할 수 있다. 본 연구에서는 서지현상 발생 방지를 그 목적으로 하였다. Simulink를 이용하여 특정 상황에서 압축기 내에 일어나는 동적 움직임을 모사하였다. 연료유량을 입력값으로 하고 그에 따른 RPM, 공기유량은 전달함수로 나타냈으며, NPSS를 통해서 획득한 압축기 성능 맵을 통해 서지마진을 출력하였다. 서지마진을 기준 값 10%와의 차이를 PD제어하여 IGV(Inlet Guide Vane)각을 변화시킴으로써 즉, VIGV를 이용하여 압축기 내의 서지라인과 운용점 사이의 마진을 증가시켜 서지현상이 발생하는 것을 방지하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.70-79
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• 2013

본 연구에서는 중형 항공기의 추진 기관인 2 스풀 분리-배기 형식 터보팬 엔진 (BR715-56)의 성능 해석을 수행하기 위하여 상용코드인 MATLAB/SIMULINK를 이용하여 성능모델을 구성하였으며 유량 및 일 조합에 새로운 조합 서브시스템 블록을 새로이 개발하였다. 성능 모사는 먼저 팬, 고압압축기, 고압터빈, 저압터빈 구성품 성능 맵들을 축척방법을 이용하여 유사성능 맵들로 부터 생성하였고, 다음은 탈설계점 성능 해석을 할 수 있도록 구성품들 간 유량과 일 조합이 이루어 질수 있도록 하였다. 제안된 SIMULINK 성능모델은 정상 및 동적 모사와 사용자 편의의 장점을 가지고 있으며, 다양한 작동 조건들에서 개발된 프로그램을 이용한 탈설계점 해석 결과들이 GASTURB에 의한 해석 결과들과 잘 일치함이 확인 되었다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제6권1호
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• pp.35-43
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• 2008

소형항공기에 장착되는 추진기관의 기술동향을 조사하고 검토하였다. 현재 소형항공기 시장은 피스톤 엔진과 터보프롭, 터보팬엔진이 대부분의 시장을 점유하고 있으며, 지속적으로 기술개발이 진행되고 있다. 피스톤엔진의 경우, 기존의 가솔린엔진 외에 디젤엔진이 새롭게 부각되고 있다.디젤엔진은 상대적으로 비용이 낮고 구입이 용이한 연료(Jet A)를 사용하는 장점을 토대로 소형항공기 시장 수요가 증가하고 있으며, 신뢰성과 효율을 높인 새로운 엔진들이 개발되고 있다. 가스터빈엔진의 경우, 새롭게 떠오르고 있는 VLJ 시장 수요를 겨냥한 소형 터보팬엔진 사용이 증가하고 있으며, 향후 수요가 급격히 증가할 것으로 예상된다. 한편, 최근의 고유가 상황 및 환경 영향성을 고려하여 기존의 화석연료를 사용하지 않는 전기추진방식 도 개발되고 있다. 향후 소형항공기 추진기관은 더욱 높은 신뢰성과 안전성을 토대로, 성능과 효율 향상은 물론 친환경적인 특성을 갖도록 개발될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.219-224
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• 2012

본 연구에서 중형 상용민간항공기 추진진기관인 분리형 노즐을 갖는 2 스풀 터보팬 엔진인 BR715-56의[1] 정상 성능모델을 구성 및 탈설계점 성능해석이 상용코드인 MATLAB/SIMULINK를[2] 이용하여 엔진성능특성과 엔진진단을 위해 수행되었다. 먼저 팬, 고압압축기, 고압터빈, 저압터빈 구성품 성능 맵들이 축척방법을 이용하여 유사성능 맵들을 축척하여 생성되었고 다음 탈설계점 성능모사 프로그램이 구성품들 간 유량과 일 조화에 의해 구성되었다. 모델은 용이한 정상 및 동적 모사와 사용자 편의의 장점을 갖는 SIMULINK 프로그램을 이용하여 개발되었다. 제안한 모델에 의한 탈설계점 해석 결과들은 다양한 작동 조건들에서 GASTURB에 의한 해석 결과들과 잘 일치함이 확인 되었다.

• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제17권4호
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• pp.10-15
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• 2013

설계 최적화를 위해서 설계자는 우선적으로 설계영역 전반에 걸쳐 정확한 정보를 획득하고, 설계영역 탐색을 실시한 후에 최적화를 실시해야 한다. 최근에 설계영역 탐색을 우선적으로 실행하기 위하여 실험계획법과 반응표면모델에 최적화를 적용하는 통합설계 프레임워크의 적용이 산업체 전반으로 일반화되고 있다. 본 연구에서는 터보팬 엔진 설계점 최적화를 위하여, 설계영역의 정보를 조밀하게 얻을 수 있으며 통계학적인 직교성과 균형성을 모두 만족하는 7 수준 직교배열을 생성한 후에 반응표면모델을 구축한다. 구축된 반응표면모델에 전역 최적값을 찾기 위하여 다목적 유전자알고리즘을 적용하여 주어진 제한조건을 만족하는 최적값을 찾아 GasTurb 결과와 검증을 수행한다.

• 한국추진공학회지
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• 제27권1호
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• pp.37-48
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• 2023

본 연구에서는 정상 상태 및 천이 상태에 따른 항공기용 터보팬 엔진의 성능해석 모델링을 수행하였다. 대상 엔진은 Pratt & Whitney 사의 F100-PW-229으로 선정하여 팬, 고압 압축기, 연소기, 고압터빈, 저압 터빈, Mixer, 수축-확산형 노즐 등의 구성품을 모델링하였다. 또한, 이차 유로를 통한 터빈에서의 냉각 효과를 적용하였다. Simulink를 이용하여 터보팬 엔진 성능해석 프로그램을 자체 개발함에 따라 해석의 자유도가 높으며, 엔진 제어기 설계에 활용이 용이한 구성의 성능해석 프로그램을 개발하였다. 개발된 성능해석 프로그램은 상용 프로그램인 GASTURB 해석 결과와의 비교를 통하여 검증하였다.