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이보화(BoHwa Lee),이경재(KyungJae Lee),양수석(SooSeok Yang),김춘택(ChunTaek Kim) 한국항공우주연구원 2010 항공우주기술 Vol.9 No.2
대기 중의 수증기는 가스터빈엔진의 주요성능에 많은 영향을 끼친다. 습공기의 영향은 기온 및 기압이 높은 여름철 해면 고도, 높은 비행 마하수 그리고 낮은 엔진 회전수에서 이 더욱 두드러진다. 이러한 습공기 유입에 따른 가스터빈 엔진의 성능변화의 정도를 살펴보고자 가스터빈 시뮬레이션 프로그램(GSP)과 200lbf 급 초소형 터보제트 엔진의 고공환경 성능시험을 통해 습도가 엔진성능에 미치는 영향에 대하여 알아보았다. 고공환경 엔진시험을 통해, 건공기 유입에 비해 습공기 유입 시 순추력에서 2.826% 낮게, 비연료소모율에서 1.325% 높게 측정되었다. The moisture in the atmosphere exerts a lot of influence upon Gas turbine engine performances. There is a noticeable influence of wet air at the summer sea level, high flight mach number and low engine rpm increasingly. An altitude Engine Test Facility is used to accomplish the engine performance tests at dry air condition and wet air condition, through which engine performance results is revealed. Also, Gas turbine Simulation Program is used to predict the variation of engine performance due to inlet humidity. In the result, net thrust and specific fuel consumption measured -2.826% and 1.325%, respectively at wet air condition compared to dry air condition.
가스터빈엔진 기반 하이브리드 추진시스템 모델링 및 시뮬레이션
이보화(Bohwa Lee),김춘택(Chuntaek Kim),전상욱(Sangook Jun),허재성(Jae-Sung Huh),김재환(Jae-Hwan Kim) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회지 Vol.26 No.3
The aircraft targeted in this study is a vertical take-off and landing aircraft with 4 to 5 passengers, and the propulsion system for the aircraft is a distributed hybrid propulsion system that uses a gas turbine engine and a battery pack as the main power source to supply the power required by multiple motors. In this study, a design/analysis platform for a hybrid propulsion system was developed using the MATLAB/Simulink program based on the preliminary design results. Through simulation analysis, the output characteristics and operating range of each power source according to the mission profile were confirmed, and through this, the feasibility of the preliminary design result was confirmed.
능동전력제어에 의한 하이브리드 동력시스템의 출력특성 연구
이보화(Bohwa Lee),박부민(Poomin Park) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.9
본 연구에서 대상으로 삼은 순항 200 W급 전기동력무인기는 태양전지, 연료전지, 배터리를 동시에 주 전력원으로 사용한다. 각 전력원별 출력은 능동전력제어 방식에 의해 연료전지의 최대 출력을 제한한 상태에서 배터리의 적정용량을 유지하도록 각 전력원별 전력제어를 수행하게 된다. 능동전력제어 방식에 의한 각 전력원별 출력변동은 지상통합시험을 통해 확인하였다. 또한 연료전지의 최대출력제한이 전체 시스템의 출력변동에 미치는 영향을 실험적으로 확인하였으며, 연료전지의 최대출력값은 연료전지 시스템용 6직렬 소형 배터리의 과방전을 방지하기 위해서는 150W가 적절함을 확인하였다. The 200 W electrically powered unmanned aerial vehicle, which is studied in this research, uses solar cells, a fuel cell and batteries as the main power source simultaneously. The output of each power source performs power control for each power source by the active power control method so that an adequate capacity of the battery could be maintained while limiting the maximum output of the fuel cell. The output variation for each power source under the active power control method was identified through an integrated ground test. In addition, the effect of limiting the maximum output of the fuel cell on the output variation of the entire system was experimentally identified, and it was confirmed that the adequate maximum output value of the fuel cell for preventing the overdischarge of six series-connected, small size batteries for fuel cell systems is 150 W.
습도 영향을 고려한 초소형 터보제트 엔진 성능시험 소개
이보화(BoHwa Lee),이경재(KyungJae Lee),양수석(SooSeok Yang),김유일(Yuil Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
대기 중의 수증기는 가스터빈엔진의 주요성능에 많은 영향을 끼친다. 습공기의 영향은 기온 및 기압이 높은 여름철 해면 고도, 높은 비행 마하수 그리고 낮은 엔진 회전수에서 그 영향이 더욱 두드러진다. 이러한 습공기 유입에 따른 가스터빈 엔진의 성능변화의 정도를 살펴보고자 200lbf 급 초소형 터보제트 엔진의 고공환경 성능시험을 통해 습도가 엔진성능에 미치는 영향에 대하여 알아보았다. 고공환경 엔진시험을 통해, 건공기 유입에 비해 습공기 유입 시 순추력에서 2.826% 낮게, 비연료소모율에서 1.325% 높게 측정되었다. The moisture in the atmosphere exerts a lot of influence upon Gas turbine engine performances. There is a noticeable influence of wet air at the summer sea level, high flight mach number and low engine rpm increasingly. An altitude Engine Test Facility is used to accomplish the engine performance tests at dry air condition and wet air condition, through which engine performance results is revealed. In the result, net thrust and specific fuel consumption measured -2.826% and 1.325%, respectively at wet air condition compared to dry air condition.
고공환경시험설비에서 사용 중인 레이크의 전압력 회복률 평가
이보화(Bohwa Lee),김춘택(Chuntack Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
엔진고공환경시험설비는 공기유량을 계산하기 위해 엔진입구덕트에 장착된 전압력/전온도 레이크를 통해 측정된 전온도와 전압력값으로부터 계산된다. 본 연구에서는 전압력 측정용 레이크에 대하여 PLA의 변화에 따른 전압력 회복률을 평가하였다. 상용 CFD 툴인 ANSYS Fluent를 사용하였으며 해석 결과 마하수 0.7, 고도 18,000ft, 표준대기조건에서 평균 0.97로 평가되었다. In Altitude Engine Test Facility, airflow is calculated using measured data that are total temperatures and total pressures through engine inlet duct mounted rakes. This study is performed to evaluate total pressure recovery according to PLA variation about total pressure rakes. ANSYS Fluent is used for CFD analysis, it is revealed that the results are average 0.97 at Sea Level/Mach number 0.7/ 18,000ft condition.
소형 연료전지 무인기의 전기추진시스템용 전력원 모델링 및 시뮬레이션
이보화(Bohwa Lee),박부민(Poomin Park),김춘택(Chuntaek Kim),김성욱(Sungyug Kim),양수석(Sooseok Yang),안석민(Seokmin Ahn) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.10
본 논문에서는 소형 무인기의 전기추진 시스템에 대한 모델링 및 전력 시뮬레이션에 관하여 기술하였다. 각 전력원 모델링 및 시뮬레이션을 위해 Matlab/Simulink를 사용하였고, 연료전지와 배터리를 주 전력원으로 사용하는 200 W급 전기추진 시스템에 대하여 4시간 30분의 비행 시험결과와 시뮬레이션 한 결과를 비교하였다. 그 결과, 시뮬레이션은 각 전력원의 성능 및 동특성을 적절히 모사하였고, 이를 통해 다른 급의 전기추진 시스템에 대한 전력특성변화를 예측하는 도구로 활용 가능함을 알 수 있었다. A modeling and power simulation of a small UAV’s electric propulsion systems is described. Each power source is modeled and simulated in Matlab/Simulink and it is compared flight test data during 4 hr 30 min with simulation results about 200 W electric propulsion system using fuel cell and battery as a main power sources. In result, it is properly simulated performance and dynamic characteristic of each electric power source. Through this, it is revealed that the simulation is available as a means of predicting power characteristic variation for electric propulsion systems of different class.
이보화(BoHwa Lee),박부민(Poomin Park),양수석(SooSeok Yang) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
태양전지, 연료전지, 이차전지와 같은 동력시스템을 사용하는 EAV2 전기비행기의 특정 비행 전 구간에서 걸쳐 필요한 추진요구전력에 대한 분석을 수행하고, 이를 통해 비행영역에서 최적의 추진시스템 무게로 공급가능전력에 대한 동력 시나리오를 논의하였다. 그 결과 길이 6m, 폭 0.35m의 글라이더형 전기추진비행의 위해서는 최적의 추진시스템 무게는 7.06kg이며, 연료전지 500W와 이차전지 100W의 전력으로 비행가능함을 알 수 있었다. A study on the required propulsion powers at the EAV2 electric propulsion vehicle using power system such as solar cell, fuel cell and secondary cell is conducted, through which the scenario about available supply power is discussed at the optimum propulsion system weight on the specified flight envelope. In the result, it is noticed that propulsion system weight is 7.06kg and fuelcell 500W and secondary cell 100W are available to flight for glider-type electric vehicle with 6m length, 0.35m width.
이보화(BoHwa Lee),이경재(KyungJae Lee),양수석(SooSeok Yang) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회지 Vol.14 No.1
The purpose of this paper was to address the methodology of the air flow measurement using duct mach number that was considered area-weighed average obtained by total, static pressure and temperature measured at engine inlet duct. Without installing boundary rake, the prediction of air flow measurement was discussed. Actual air flow measurement and pressure value using pressure loss through inlet seal were described to improve the reliability and operability of altitude engine test facility.
이보화(Bohwa Lee),박부민(Poomin Park),김근배(Keunbae Kim) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회지 Vol.25 No.1
The series hybrid system targeted in this study uses a reciprocating engine, a generator, and a battery as a main power source for the unmanned aerial vehicle. The generator is directly connected to the drive shaft of the reciprocating engine, and the operating characteristics of the reciprocating engine-generator set were confirmed through ground integration tests. In this study, based on the test results, a control logic is proposed an efficient use of the reciprocating engine-generator power and battery power. Also, the power variations of the reciprocating engine-generator and battery according to the logic were verified through simulation. As a result, it was confirmed that the engine-generator power supplied the power required for propulsion along with the battery power by the proposed control logic.