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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.
유두환(Duhwan Yu),강형석(Hyungseok Kang),최성만(Seongman Choi),명노신(Rhoshin Myong),김원철(Woncheol Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
초음속 항공기에서의 축소-확대 노즐에 대한 개념설계를 수행하였다. 이를 위하여 가상의 추력 29,000 lbf 급 터보팬엔진을 설정하였으며, Gasturb 12 프로그램을 이용하여 싸이클 해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 계산하였다. 항공기 이륙시의 최대추력에서 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 설계점에서의 성능데이터 및 엔진형상을 이용하여 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m 에 대한 항공기의 운용영역으로부터 탈 설계점 성능해석을 수행하여 각 비행 상태에서의 초음속 노즐의 1차원 기본형상을 도출할 수 있었다. This paper presents the conceptual design of a convergent divergent nozzle in a supersonic aircraft engine. The model turbofan engine is of 29,000 lbf class and cycle analysis is conducted by Gasturb 12 software. The dimension and configuration of an model turbofan were derived from design point calculation on the take-off with wet reheat condition. The off-design cycle calculation is conducted at the all flight envelope on the maximum flight Mach number of 2 and maximum flight altitude of 15,000 m. From the off-design calculation, we could draw supersonic convergent divergent nozzle configurations and it"s operating gas properties.