초고속 비행체용 소모성 터빈엔진 사전연구

김유일(YouIl Kim),황기영(KiYoung Hwang) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 및 설계점 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정하고, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 데이터를 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/(lb*h)이 예측되었다. 설계점 계산결과를 기준으로 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과, 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다. A prestudy on expendable turbine engine for high-speed vehicle was conducted. The two possible mission profiles were established to decide the engine requirements and Design Point, and Design Point analysis was performed with the values of design parameter which were obtained from similar class engines and technical references. The results showed that Specific Net Thrust is 2599.4 ft/s and Specific Fuel Consumption is 1.483 lb/(lb*h) at the flight condition of Sea Level, Mach 1.2. It was also found through the performance analysis on the two possible mission profiles that major design parameters for determining Net Thrust were Turbine Inlet Temperature for low supersonic flight speed and Compressor Exit Temperature for high supersonic flight speed. In addition, simple turbojet engine with axial compressor, straight annular combustor, axial turbine and fixed throat area converge-diverge exhaust nozzle was proposed as the configuration of simple low cost light engine.

초고속 비행체용 소모성 터빈엔진 사전연구

김유일(YouIl Kim),황기영(KiYoung Hwang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.1

A prestudy on expendable turbine engine for high-speed vehicle was conducted. After two possible mission profiles were established to decide the engine requirements, design point analysis was performed with the values of design parameter which were obtained from similar class engines, references, etc. The results showed that specific net thrust and specific fuel consumption with turbine inlet temperature of 3,600 R are 2,599.4 ft/s and 1.483 lb/(lb*h) respectively at the flight condition of sea level, Mach 1.2. It was also found that major design parameters for determining maximum net thrust were turbine inlet temperature for low supersonic and transonic flight speed and compressor exit temperature for high supersonic flight speed from the results of performance analysis on the two possible mission profiles. In addition, simple turbojet engine with an axial compressor, a straight annular combustor, an one stage axial turbine and a fixed throat area converge-diverge exhaust nozzle was proposed as the configuration of simple low cost lightweight turbine engine.

분석 문맥 조절 기법을 이용한 버퍼 오버플로우 분석의 중복 경보 제거

김유일(Youil Kim),한환수(Hwansoo Han) 한국정보과학회 2010 정보과학회논문지 : 소프트웨어 및 응용 Vol.37 No.12

버퍼 오버플로우 취약점을 검출하는 정적 분석 도구에서, 분석 문맥을 조절하는 방법을 통해, 동일한 원인에 의해 발생하는 중복 경보 메시지를 제거하는 방법을 제안한다. 동일한 원인에 의해 다수의 경보 메시지가 출력되는 경우, 첫 경보 메시지만 살펴보아도 나머지 경보 메시지들에 대한 판단을 내릴 수 있으므로, 사용자에게 첫 경보 메시지만을 보여주는 것이 보다 바람직하다. 제안하는 분석 문맥 조절기법은 기존의 정적 분석 도구에 쉽게 적용할 수 있고, 오픈 소스 소프트웨어를 사용한 실험에서 평균 23%의 경보 메시지를 제거할 수 있었다. In order to reduce the efforts to inspect the reported alarms from a static buffer overflow analyzer, we present an effective method to filter out redundant alarms. In the static analysis, a sequence of multiple alarms are frequently found due to the same cause in the code. In such a case, it is sufficient and reasonable for programmers to examine the first alarm instead of the entire alarms in the same sequence. Based on this observation, we devise a buffer overflow analysis that filters out redundant alarms with our context refinement technique. Our experiment with several open source programs shows that our method reduces the reported alarms by 23% on average.

터빈부 이차공기시스템 해석 모델링

김유일(Youil Kim),김용련(Yeongryeon Kim),민성기(Seongki Min),송성진(Seungjin Song) 항공우주시스템공학회 2017 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2017 No.4

이동단말기 환경에서 응용프로그램 로더와 동적 링커 개발

김유일(Youil Kim),이원재(Wonjae Lee),한환수(Hwansoo Han),이재호(Jaeho Lee),김선자(Sunja Kim) 한국정보과학회 2004 한국정보과학회 학술발표논문집 Vol.31 No.1B

응용프로그램 로더와 동적 링커는 응용프로그램이 실제로 실행되기까지의 준비 과정을 담당하는 프로그램들이다. 최근의 WIPI 표준은 휴대폰에 새로운 응용프로그램을 전송 받아 수행할 수 있는 환경을 제안하고 있지만, 휴대폰과 같은 제한된 이동단말기에서 사용할 만한 로더와 동적 링커는 공개되어 있지 않다. 본 논문에서는 이동단말기 환경에서 응용프로그램 로더와 동적 링커를 개발하는 과정을 설명한다. 개발에 참가한 연구진의 경험을 소개함으로써 이후의 비슷한 환경에서 로더와 링커를 개발하려는 연구자들에게 중요한 참고자료로 활용될 수 있을 것이다.

터빈엔진시험을 통한 제트연료 변경에 따른 엔진성능 변화 연구

김유일(Youil Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

제트연료변경에 따른 엔진 운용 특성 변화를 살펴보기 위해 JP-8 연료와 JP-S 연료를 사용하여 소형터보제트엔진의 지상시험 및 고도시험을 수행하였다. 비중이 18% 높은 JP-S 연료에 대한 연료조절 시스템 특성은 동일 연료공급명령에 대한 실 연료공급량이 JP-8 연료보다 8% 많이 공급되었다. 시동 특성은 연료조절시스템의 명령 대비 공급량의 차이로 인한 점화시점 및 엔진 회전수 가속율 등의 변화를 제외하고는 유사한 특성을 보였다. 정상상태 성능 특성은 순 추력의 일부 구간을 제외하고는 순추력과 공기유량, 배기가스온도 등 대부분의 엔진 성능 변수가 1% 이내로 유사하였으나 연료소모량만은 연료의 발열량 차이로 인해 최대 5 %이상 차이가 발생하였다. 이를 동일 추력 대비 비 연료소모율로 비교할 때 지상시험에서는 약 1.1~2.6 %, 고공환경시험에서는 5 % 이상 차이가 발생하였다. The engine ground and altitude tests were carried out to investigate the effect of jet fuel alteration on the performance of a small turbojet engine. JP-S was supplied 8% higher than JP-8 by fuel metering system at the same command. The employment of JP-S showed the similar starting characteristic to that of JP-8, however, difference in the ignition time and acceleration rate of engine speed due to the difference of fuel flow rate by fuel metering system was observed. In spite of jet fuel alteration, the test results yield the similar Steady-State engine performance in Net thrust, Air flow, Exhaust Gas Temperature, etc. On the other hand, the Fuel consumption of JP-S increased by 5 % compared with that of JP-8. In point of Specific Fuel Consumption (SFC), SFC of JP-S was approximately 1.1~2.6 %, 5 % higher than that of JP-8 in ground and altitude tests respectively at the same thrust.

버퍼 오버플로우 검출을 위한 정적 분석 도구의 현황과 전망

김유일(Youil Kim),한환수(Hwansoo Han) 한국정보보호학회 2006 情報保護學會誌 Vol.16 No.5

버퍼 오버플로우는 C 언어로 작성한 소프트웨어에 보안 취약점을 남기는 대표적인 원인이다. 프로그램 정적 분석 기법을 통해 버퍼 오버플로우 취약점을 검출하는 방법은 버퍼 오버플로우 취약점을 활용한 다양한 보안 공격에 대한 근본적인 해결책이 될 수 있다. 본 고에서는 버퍼 오버플로우 취약점을 검출할 수 있는 몇 가지 정적 분석 도구들의 특징과 성능을 살펴보고, 보다 효율적이고 정확한 버퍼 오버플로우 정적 분석 도구를 개발하기 위한 우리의 연구 성과를 소개한다.

터빈엔진시험을 통한 제트연료 변경에 따른 엔진성능 변화 연구

김유일(Youil Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회지 Vol.15 No.2

The engine ground and altitude tests were carried out to investigate the effect of jet fuel alteration on the performance of a small turbojet engine. JP-S was supplied 8% higher than JP-8 by fuel metering system at the same command. The employment of JP-S showed the similar starting characteristic to that of JP-8, however, difference in the ignition time and acceleration rate of engine speed due to the difference of fuel flow rate by fuel metering system was observed. In spite of jet fuel alteration, the test results yield the similar steady-state engine performance in net thrust, air flow, exhaust gas temperature, etc. On the other hand, the fuel consumption of JP-S increased by 5 % compared with that of JP-8. In point of specific fuel consumption (SFC), SFC of JP-S was approximately 1.1~2.6 %, 5 % higher than that of JP-8 in ground and altitude tests respectively at the same thrust.

로터 스테이터 디스크 캐비티 내부 비정상 유동 측정을 위한 실험장치 설계

김유일(Youil Kim),송성진(Seungjin Song),김용련(Yeongryeon Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

가스터빈엔진에는 회전부품을 장착하고 있는 회전디스크와 이를 지지하고 있는 정지디스크 사이에 로터 스테이터 디스크 캐비티가 존재하는데 터빈과 같은 고온부에서 주 유로 고온가스가 이들 공간으로 유입되면 캐비티를 형성하고 있는 주변 구조물들의 구조 건정성이 낮아진다. 따라서 캐비티 내부 고온가스 유입 방지를 위한 캐비티와 림씰 등의 형상설계를 위해서는 캐비티 내부 비정상상태 유동장에 대한 연구가 필요하다. 본 연구는 캐비티 내부 비정상상태 유동장 측정을 위한 실험장치 설계를 수행한 것으로 비정상상태 유동장 분석에 필요한 변수정의와 이를 위한 측정변수 선정, 실험을 위한 시험조건 결정, 실험장치 구성, 실험부 형상 설계, 측정장치에 대해 설명한다. Gas turbine engine has a rotor-stator disk cavity which is formed between a rotating disk with rotating parts and it’s support part, a stationary disk. When the hot gas flowing through an annulus in turbine section goes into the cavity, the structure integrity of parts surrounding it decrease. So researches on the unsteady flow in rotor-stator disk cavity are necessary for the design of rim seal and cavity to prevent the ingestion of hot gas. In this paper, the design of experimental facility at which the unsteady flow measurement in rotor-stator disk cavity could be conducted was explained with describing variables, measuring parameters, experimental conditions, configuration of test section and instrumentation.

가변 안내익 및 정익을 가지는 소형 터보팬 엔진의 성능예측을 위한 통합 해석법 연구

김상조(Sangjo Kim),김동현(Donghyun Kim),손창민(Changmin Son),김귀순(Kuisoon Kim),김유일(YouIl Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회지 Vol.16 No.4

The present study is aimed to develop an integrated performance analysis approach for the application of a compressor with variable inlet guide vane (VIGV) and vairable stator vane (VSV) in a small turbofan engine. For the integrated analysis approach, an engine performance analysis program, NPSS and a computer program used for predicting of axial flow compressor performance based on stage stacking method, STGSTK were linked with an optimisation package, Isight. This enables off-design performance analysis for the turbofan engine with VIGV and VSV hence provides the capability to predict stable operation condition of the engine with acceptable surge margin.