• 한국유체기계학회 논문집
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• 제2권1호
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• pp.88-95
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• 1999

This paper introduces the part of efforts to develop a derivative type turboshaft engine from an existing baseline engine for multi-purpose helicopters aiming at 4000 kg of take-off weight for 10-12 passengers. As a first step in meeting the development goal of increasing the output power from 720 hp to 840hp with minimum modification, a two stage axial compressor was redesigned to obtain the higher pressure ratio by removing the inlet guide vane and increasing the chord length. As a result, a two stage axial compressor was designed to facilitate a flow rate of 3.04 kg/s, a pressure ratio of 2.01 and an adiabatic efficiency of $85\%$. Its performance tests were carried out and verification of test results and redesign are under progress. Aerodynamic and structural analyses of the preliminary design are mainly described in this paper.

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

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.339-342
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• 2007

스마트무인기의 추진동력계통은 터보프롭 항공기와 유사한 피치 가버닝 개념으로 조종사가 엔진동력을 직접 입력하고 제어기는 프로펠러의 RPM을 일정하게 유지하는 방식을 사용한다. PW206C 엔진은 회전익 항공기에 맞게 개발된 전자식 엔진제어기(Electronic Engine Control)를 갖춘 터보축엔진으로 스마트무인기에서 요구되는 엔진제어개념과는 맞지 않는다. 따라서 기존 EEC의 엔진상태 모니터링 기능은 사용하되 엔진 출력은 수동방식으로서 전기식 작동기를 엔진의 Power Lever Arm(PLA)에 연결하여 조절한다. 본 논문에서는 엔진성능계산프로그램을 사용하여 비행고도 및 속도변화에 대한 엔진성능을 계산하여 각 비행조건에서의 PLA 작동범위를 예측하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제9권1호
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• pp.100-110
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• 2008

It is not easy to monitor and identify all engine faults and conditions using conventional fault detection approaches like the GPA (Gas Path Analysis) method due to the nature and complexity of the faults. This study therefore focuses on a model based diagnostic method using Neural Network algorithms proposed for fault detection on a turbo shaft engine (PW 206C) selected as the power plant for a tilt rotor type unmanned aerial vehicle (Smart UAV). The model based diagnosis should be performed by a precise performance model. However component maps for the performance model were not provided by the engine manufacturer. Therefore they were generated by a new component map generation method, namely hybrid method using system identification and genetic algorithms that identifies inversely component characteristics from limited performance deck data provided by the engine manufacturer. Performance simulations at different operating conditions were performed on the PW206C turbo shaft engine using SIMULINK. In order to train the proposed BPNN (Back Propagation Neural Network), performance data sets obtained from performance analysis results using various implanted component degradations were used. The trained NN system could reasonably detect the faulted components including the fault pattern and quantity of the study engine at various operating conditions.

• 한국추진공학회지
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• 제12권6호
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• pp.7-11
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• 2008

헬리콥터는 다른 항공기에 비해 저고도에서 운용되며 이 착륙도 활주로 이외의 산간지역, 일반 임야 등 악조건 에서도 이루어진다. 저고도 운행은 엔진이 눈, 호우 등의 잦은 대기환경 변화에서 운용되어야 함을 의미한다. 또한 비활주로에서의 이착륙으로 인해 모래, 먼지와 같은 유해물질이 엔진 내부로 흡입될 가능성이 높아진다. 이러한 운용 환경은 가스가 지나가는 엔진 구성품의 손상을 증가시킬 수 있다. 이에 본 연구에서는 SIMULINK를 이용하여 온라인 상태감시 프로그램을 개발하였으며 입력 모듈에서 실제 엔진 계측신호를 모사하였다. 개발된 온라인 상태감시 모니터링 프로그램의 실제 헬리콥터 엔진에 적용 가능여부를 확인하기 위하여 터보샤프트 엔진에 적용하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.163-166
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• 2008

헬리콥터는 다른 항공기에 비해 저고도에서 운용되며 이착륙도 활주로 이외의 산간지역, 일반 임야에서도 이루어진다. 저고도 운행은 엔진이 눈, 호우 등의 잦은 대기환경 변화에서 운용되어야 함을 의미한다. 또한 비활주로에서의 이착륙으로 인해 모래, 먼지와 같은 유해물질이 엔진 내부로 흡입될 가능성이 높아진다. 이러한 운용 환경은 가스가 지나가는 엔진 구성품의 손상을 증가시킬 수 있다. 온라인 상태감시 프로그램은 SIMULINK를 이용하여 개발하였으며 입력 모듈에서 실제 엔진 계측 신호를 모사하였다. 개발된 온라인 상태감시 모니터링 프로그램의 실제 헬리콥터 엔진에 적용 가능 여부를 확인하기 위하여 터보샤프트 엔진에 적용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1238-1244
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• 2009

본 연구는 헬리콥터용 터보축엔진의 온라인 상태진단을 위해 퍼지-신경망 알고리즘을 제안하였고 GUI 형태의 SIMULINK프로그램으로 개발하였다. 진단 프로그램 개발을 위해 look-up 테이블 형식 기본 성능 모듈로 계산시간을 줄였고 실시간 성능 데이터를 획득하기위해 신호 생성 모듈을 사용하였다. 이 프로그램은 계측성능상태를 모니터링하기위한 온라인 상태모니터링 프로그램과 계측데이터와 퍼지를 이용한 정성적인 상태진단과 신경 회로망을 이용한 정량적인 상태진단으로 이루어진다. 제안된 온라인 진단 프로그램은 헬리콥터엔진의 상태모니터링에 적용 가능여부를 확인하기 위하여 터보샤프트 엔진을 대상으로 검증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.83-90
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• 2017

복합형 로터항공기의 터보샤프트 엔진에 대한 성능해석을 수행하였다. 복합형 로터항공기의 개념으로 팁제트 방식과 덕티드팬 방식의 형태를 이용하였다. 터보샤프트엔진에 대한 성능해석은 Gasturb 12 소프트웨어를 이용하여 수행하였다. 팁제트 방식의 항공기는 주어진 임무조건에서 최대출력 약 1,600 hp 대가 요구되며, 덕티드팬은 설계점에서 약 1,000 hp 대의 출력이 요구된다. 이것은 팁제트의 경우 제자리비행 시 부가적인 보조압축기 구동이 필요하며, 동력장치에 높은 출력을 요구하고 있기 때문인 것으로 파악된다. 또한 연료소모량의 경우 팁제트 방식이 덕티드팬에 비해 약 2.8배정도 소모되어 연료 효율 측면에서 덕티드팬 방식의 항공기가 보다 우수한 특성이 있음을 알 수 있다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제6권2호
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• pp.83-94
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• 2003

Preliminary aerodynamic design of a compressor is carried out to meet the design requirements which are pressure ratio of 13, air mass flow rate of 4 ㎏/s and rotational speed of 45,000 rpm. The compressor type is chosen as an axial-centrifugal compressor from the design requirements which is suitable for a medium power class turboprop or turboshaft engine. Its overall isentropic efficiency is estimated to be 0.796 and its surge margin to be 20% exceeding the design requirement. This paper summarizes the aerodynamic design details including the design procedures and the results of the axial -centrifugal compressor.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.64-71
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• 2006

수직이착륙 및 고속 전진비행 능력을 갖는 스마트무인기를 개발하기 위해 채택된 틸트로터방식은 통상의 헬리콥터방식과 터보프롭방식을 모두 포함하고 있다. 엔진측면에서 보면 엔진운용방식, 엔진제어 방식, 동력계통의 동력학적 특성, 흡/배기구 개념, 엔진장착요구도 등과 같은 요인들이 헬리콥터와 터보프롭, 두 가지 방식의 요구조건을 모두 만족시킬 수 있어야 한다. 또한 틸트로터의 특성상 헬리콥터와 터보프롭, 두 모드에서의 최적 로터회전수가 상이하여 이를 만족시킬 수 있는 방안이 요구되었다. 본 연구에서는 기존의 상용터보샤프트 엔진으로부터 틸트로터방식을 위한 특이한 엔진요구사양을 충족 시킬 수 있는 방안을 모색하였으며 이를 위해 가장 적합한 엔진을 선정하게 되었다.