• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2004년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.196-201
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• 2004

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.533-536
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• 2009

스마트무인기의 추진동력계통은 터보프롭 항공기와 유사한 피치 가버닝 개념으로 조종사가 엔진동력을 직접 입력하고 제어기는 프롭로터의 회전속도를 일정하게 유지하는 방식을 사용한다. 본 논문에서는 스마트무인기의 지상시험 결과 중 엔진관련 데이터를 추출하여 전기 작동기로 구동되는 엔진 Power Lever 각도의 변위값과 가스발생기 회전속도의 상관관계 및 동력 변화를 엔진성능계산프로그램으로 예측한 결과과 비교한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권3호
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• pp.139-145
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• 2002

이륙중량 4000kg, 10-12인승급 다목적 헬리콥터에 적용가능한 엔진 개량 개발을 목표로 기존 헬리콥터 엔진을 개량대상으로 선정하고 이러한 다목적 헬기의 요구조건에 부합하기 위해 기존 엔진의 요소부품을 재설계하였다. 첫 단계로 최소변경으로 720 hp에서 840 hp로 출력을 증강시키기 위하여 2단 축류압축기의 기존 입구 유도익을 제거하고 익현의 길이를 증가하여 유량 및 압축비를 증가시킴으로써 출력 증강을 얻도록 재설계를 수행하였다. 이러한 2단 축류압축기의 성능을 검증하기 위하여 두 번째 단 단독시험 및 전체 2단에 대한 성능시험이 수행되었으며 첫 번째 단의 성능은 이 결과로부터 도출되었다. 성능시험결과 전체 2단 압축기는 유량 3.088 kg/s에서 압력비 2.14, 단열효율 88%의 성능을 갖는 것으로 나타났으며 압축기 출구의 압력 및 온도 분포를 레이크를 이용하여 측정하였다.

• 연구논문집
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• 통권26호
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• pp.43-50
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• 1996

Present paper describes on/off design performance analysis of an 74KW industrial turboshaft gasturbine engine. Procedures to match between the compressor, combustor and turbine have been incorporated into the developed program satisfying compatibility requirement of flow and work and ratational speed. The validity of the performance results from the developed program are yet to be proved through performance experiments of the resultant engine, but comparison of the present results with those from "GASCAN(Thermoflow:America) under similar mass inlet flow, pressure ratio, and speed condition show good agreement despite present results underpredict 6-10% for power and up to 3% in efficiency, respectively.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.96-103
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• 2004

기존의 축척방법을 개선하기 위하여 실험 데이터나 엔진 제작사에서 제공된 일부 데이터로부터 일련의 구성품 성능선도들을 구하고, MATLAB 프로그램의 다항식을 이용하여 새롭게 성능선도를 구성하는 축척방법을 제안하였다. 본 연구에서는 소형 터보축 엔진의 실험 데이터를 이용하여 새로 제안된 기법을 검증하였고, 실제 항공기 엔진인 PT6A-62에 새로 제안된 기법을 적용하여 보았다. 여기서 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과를 실제 엔진 성능 데이터, 기존의 축척방법으로 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.106-109
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• 2006

The purpose of this study is to analyze the installed performance of the PW206C turbo shaft engine used in the development of the smart UAV(Unmanned Ariel Vehicle) by KARI(Korean Aerospace Research Institute). It mainly aims to investigate performance behavior at installed conditions using both inlet and exhaust losses generated by CFD analysis of the ducts. The ways employed to be able to analyze the performance extensively were mainly rallied out by performing design point analysis of the engine where the performance simulation results from the commercial program 'GASTURB 9' used for simulation were used as inlet boundary condition for the ducts in CFD program The use of CFD tool involve modeling of the ducts to conform with the stipulated shape and sizes as defined by KARI with a grid density that allows reasonable flow characteristics applicable to aircraft components. Respective values of Shaft horse power obtained by varying flight Mach number, Gas generator RPM and Altitude considering several losses inclusive of those estimated by use of CFD tool were then plotted at three conditions with the ECS-OFF, ECS-MAX and at un-installed condition. Reasonable results were obtained as a result of using computational fluid dynamics that can hence be justified as an alternative tool for use in future flow analysis of engine and components.

• 한국추진공학회지
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• 제2권1호
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• pp.13-20
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• 1998

다목적으로 활용할 수 있는 터보축엔진의 개발을 위한 정상상태 및 동적모사 프로그램을 개발하였다. 개발비, 개발시간, 개발위험도의 절감을 위해 가스발생기 부분은 성능이 잘 알려진 기존의 터어보제트 엔진을 활용하였으며 수명연장을 위해 터빈재질을 교체하고, Larson-Miller 곡선을 이용하여 약 3000hr 이상의 수명을 확보하기 위한 최대회전속도와 최대 터빈입구온도를 결정하였다. 추가되는 동력터어빈의 구성품 성능선도는 압축기 터어빈의 성능선도를 축척하여 사용하였다. 정상상태 성능해석에는 유량 및 일평형 방정식을 이용하였으며, 가스발생기와 동력터빈의 공회전 상태에서부터 최대 회전속도까지 동력터빈은 10% 간격, 가스발생기는 5%RPM 간격으로 해석하였다. 동적모사시에는 일정유량평형방법(Constant Flow Method : CMF)을 이용하였으며, 급 가속의 상황을 가정하고 연료유량이 Step 증가하도록 Scheduling 하였다. 이 때 터빈 입구온도에 오버슈트가 발생하여 제한온도를 초과하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.44-50
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• 2008

본 연구에서는 SIMULINK를 이용하여 헬리콥터 추진시스템인 터보축 엔진의 성능모델링을 수행하였고 정확한 성능모델링을 위해 실제 엔진의 성능을 반영할 수 있는 구성품 성능도를 제작사에서 제공된 제한된 성능데이터로부터 유전알고리즘과 시스템 식별을 이용하여 새로이 생성하였다. 제작사에서 제공한 성능데이터와의 비교를 통해 개발한 프로그램의 신뢰성을 검증하였다.