• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제15권6호
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• pp.776-787
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• 2001

The turbofan engine performance analysis for a medium scale commercial aircraft was carried out and the LQR control scheme for performance optimization was studied. By using scaled component maps from well-known CF6 engine characteristics, the steady-state performance analysis result was compared with BR715-56 engine performance data. The transient performance analysis was performed with four fuel schedules. The linear simulation was done at the maximum take-off condition. The real time linear simulation was performed by interpolation of the system matrices, which used the least square method as the function of LPC rotational speed. By using linear system matrices of design point, the LQR controller which used control variables for the fuel flow and the LPC bleed air was designed.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권3호
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• pp.269-278
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• 2011

엔진 제작사의 엔진 시뮬레이션 상세한 정보는 일반적으로 공개되지 않으며 운용자는 엔진제어를 위해 단지 몇몇 파라미터만을 사용할 수 있다. 따라서, 엔진 성능모델을 생성하기 위해서는 제한된 가용 자료를 기초로 할 수 밖에 없다. 본 논문에서는 초음속 항공기용 저바이패스 터보팬엔진 성능 모델링에 관해 기술하였다. 대상 엔진은 Pratt and Whitney F100-PW-229 터보팬 엔진을 적용하였다. F100-PW-229 터보팬 엔진성능 모델을 구축하기 위하여 일반적인 공개된 자료와 문헌 정보를 기초로 하여 설계변수들에 대한 민감도 해석 및 Adaptive Random Search method를 이용한 파라미터 최적화 과정을 통하여 미지의 구성품 특성값들을 예측 적용하였다. 엔진덱 데이터와 구축된 엔진성능 모델의 해석 결과 비교를 통하여 엔진성능 모델이 적합하게 구성되었음을 확인하였다.

• 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.

• 전기전자학회논문지
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• 제25권2호
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• pp.330-336
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• 2021

하드웨어 이중화 구성 수를 줄이는 대표적인 방법은 마이크로컨트롤러로 고장을 검출, 식별 및 수용을 위한 해석적 기법으로 구현하는 것이다. 본 논문에서는 해석적 기법 중 하나인 고장 검출 필터를 항공기 터보팬 엔진 시스템에 적용하였다. 고장 검출 필터는 특수한 형태의 관측기로써 특정한 고장 발생시 잔차가 출력 공간에서 일정한 방향을 유지함으로써 고장의 위치 판별이 가능한 장점이 있다. 이에 본 논문에서는 터보팬 엔진 내 공기 터빈 시스템의 단일 입출력 동적 시스템 모델링, 고장 검출 필터 설계 및 이를 적용한 모의실험 결과를 나타내었다. 모의실험 결과를 통해 고장 검출 필터가 갖는 방향성에 대한 민감성 효과로 고장 검출이 유효하게 적용될 수 있음을 보였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권1호
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• pp.46-52
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• 2024

엔진 시운전실은 엔진의 성능 및 운용 특성 요구도를 적절하게 검증할 수 있도록 통제된 시험 환경을 제공해야 한다. 하지만 시운전 설비마다 구조 및 특성이 완전히 같을 수는 없기 때문에, 신규 시운전실은 기준 시운전실과의 Correlation 시험을 통해 시험 결과의 신뢰성을 검증하고 차이점을 보정하는 과정이 필요하다. 본 논문에서는 터보팬과 터보샤프트 엔진의 공통점과 차이점을 바탕으로 Correlation 시험을 수행할 때 고려사항들을 연구하였으며, 경험에 따른 Correlation 시험 절차의 예시를 제시하였다. 향후 본 연구가 엔진 종류에 따른 시험 설비의 인증 표준을 설정하는 것에 도움을 줄 것으로 기대한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권4호
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• pp.60-68
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• 2003

본 연구에서는 터보팬 엔진의 정상상태 성능모사 프로그램을 개발하고 장착조건에서 성능해석이 수행되었다. 개발프로그램의 검증을 위해 엔진 제작사의 주어진 성능자료와 비교하였다. 비교 결과 3.5%내의 오차를 나타내어 프로그램의 신뢰성을 확인할 수 있었다. 성능진단을 위해 비선형 GPA프로그램을 개발하였으며, 최적계측변수의 선정을 위한 연구를 수행하였다. 계측변수의 종류와 수가 진단의 정확성에 미치는 영향을 알아보기 위하여 비선형 GPA 프로그램은 다양한 변수를 이용하여 해석되었다. 그 결과 적절하게 선택된 계측변수는 보다 적은 계측장비로도 신뢰성 있고 경제적인 손상 탐지가 가능함을 확인하였고, 선정된 계측변수를 이용하여 고장진단 해석을 수행하였다. 해석결과 엔진의 고장부분과 손상정도를 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권5호
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• pp.52-61
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• 2015

본 연구에서는 가변 입구 안내익과 블리드 공기 스케줄에 따른 터보팬 엔진에서의 천이 성능특성을 수치적으로 분석하였다. 대상 엔진으로 저 바이패스비 혼합 흐름 터보팬 엔진을 선정하였다. 압축기 가변 입구 안내익에 따른 성능 변화를 고려하기 위해 평균 반경 해석법을 이용하여 압축기 성능성도를 도출하고 엔진 해석 프로그램에 입력하였다. 정상상태 조건에서 축류 압축기 서지마진 10%를 만족하도록 회전속도에 따른 가변 입구 안내익과 블리드 공기 스케줄을 각각 도출하였다. 도출된 스케줄을 이용하여 엔진 천이 성능해석을 수행하였다. 엔진 천이 성능해석 수행 결과 가변 입구 안내익을 사용하는 경우가 블리드 공기를 사용하는 경우보다 천이과정에서 높은 서지마진과 낮은 터빈 입구 온도를 보였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권3호
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• pp.237-242
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• 2014

항공기용 터보팬 엔진의 성능이 이륙과 같이 급격하게 변하는 상황일 때 압축기에서 서지현상이 발생할 수 있는데, 본 논문에서는 이를 방지하는 것을 목적으로 한다. 제안된 시스템은 연료유량을 개루프 명령으로 생성하고, 가변 안내익을 폐루프로 설계하여 터보팬 엔진에 대한 제어시스템을 고전적인 PID제어기와 퍼지 추론 기법을 적용하여 설계하였다. 시뮬레이션은 SIMULINK를 이용하였는데, 제어로직 구성을 위한 동역학적 모델링은 NPSS(엔진해석프로그램)와 SIMULINK를 연동시켜주는 SIMUNLINK BLOCK인 NPSS S-function을 설계하여 이용하였다. 그리고 시뮬레이션 결과로 PID와 Fuzzy 모든 방법에 있어 VIGV의 제어결과로 서지현상을 방지할 수 있음을 증명하였다.