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최성만(Seongman Choi),신의섭(Euisup Shin),서용석(Youngsug Suh),서준호(Jun-Ho Seo),홍봉근(Bonggeun Hong) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
전북대학교 고온 플라즈마 응용연구센터 구축사업은 교육과학기술부의 기초연구사업으로 진행되고 있다. 사업기간은 2009년 7월1일부터 2014년 6월 30일까지 총 5년에 걸쳐 이루어 지고 있으며, 총 사업비는 393억원이다. 플라즈마 응용연구센터에서 구축하고자 하는 장비는 0.4MW급 Enhanced Huels형 플라즈마 장비 1 set, 2.4MW 급 Enhanced Huels 형 플라즈마 장비 1 set, 그리고 RF 플라즈마 장비 60KW 및 200 KW 각각 1 Set 이다. The high enthalpy plasma research center in Chonbuk national university is under construction with the support of the ministry of the education, science and technology as a fundamental research project The project periods are five year and started at July, 1, 2009. The total project budget is about 39,300 million Won. Four types of plasma equipment will be installed in this research center during the project periods. The equipments are 1 set of 0.4 MW class enhanced Huels type plasma equipment, 1 set of 2.4MW class enhanced Huels type plasma equipment, 1 set of 60Kw RF plasma equipment and 1s set of 200 kW RF plasma equipment.
최성만(Seongman Choi),명노신(Rhoshin Myong),김원철(Woncheol Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 저 바이패스비 터보팬 엔진의 배기노즐에 대한 개념설계를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이 패스비를 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. This paper presents a conceptual design of an exhaust nozzle in a low bypass turbofan engine of a supersonic aircraft engine. In order to design a convergent divergent nozzle, cycle model of a low bypass afterburning turbofan engine of which thrust class is 29,000 lbf at a sea level static condition is established. The cycle analysis at the design point is conducted by Gasturb 12 software and one dimensional gas properties at a downstream direction of the turbine are obtained. The dimension and configuration of an model turbofan engine are derived from take-off operation with wet reheat condition. The off-design cycle calculation is conducted at the all flight envelope on the maximum flight Mach number of 2.0 and maximum flight altitude of 15,000 m.
최성만(Seongman Choi),명노신(Rhoshin Myong),김원철(Woncheol Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회지 Vol.18 No.3
This paper presents a preliminary study of a convergent divergent nozzle in an afterburning turbofan engine of a supersonic aircraft engine. In order to design a convergent divergent nozzle, cycle model of a low bypass afterburning turbofan engine of which thrust class is 29,000 lbf at a sea level static condition is established. The cycle analysis at the design point is conducted by Gasturb 12 software and one dimensional gas properties at a downstream direction of the turbine are obtained. The dimension and configuration of an model turbofan engine are derived from take-off operation with wet reheat condition. The off-design cycle calculation is conducted at the all flight envelope on the maximum flight Mach number of 2.0 and maximum flight altitude of 15,000 m.
최채홍(Cheahong Choi),최성만(Seongman Choi),정용운(Youngwoon Jeong),민대기(Daiki Min) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
APU 연소기의 내부 혼합 특성을 연구하기 위하여 연소기 1/6 크기의 분할연소기를 제작하였다. 내부유동을 확인하기 위하여 연소기는 PC(Poly Carbonate)재질을 이용하였으며 실물연소기와 같은 크기와 형태로 설계/제작하였다. 제작성 및 내부유동 관찰을 용이하게 하기 위하여 3차원 연소기를 2차원화 하여 제작하였으며, 엔진의 공기유동과 유사한 조건을 모사하기 위하여 Turbo Blower 및 유량을 조정하기 위한 밸브를 설치하였다. Blower 최대 유량은 7 m3/min이며 연소기 입구속도가 연소기와 같은 100 m/s 까지 가능하도록 제작되었다. In order to understand mixing characteristics of the APU combustor, sector combustor which size is 1/6 of the real combustor was manufactured. To see the inner side of combustor, Poly Carbonate material is used as a combustor riner. Turbo blower is used as a air supplying device and valves are used as controling the air flow. Maximum flow rate of the blower is 7 m3/min and maximum inlet velocity is up to 100 m/s.