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지상용 가스터빈 주동력장치(PPU) 연소기의 개발과 시험평가
이동훈(Dong-Hun Lee),이강엽(Kang-Yeop Lee),전승배(Seung-Bae Chen),양수석(Soo-Suk Yang),고영성(Young-Sung Ko),최성만(Seong-Man Choi) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.8
지상용 장비의 주 동력원으로 사용할 수 있는 출력 l00㎾급 가스터빈 엔진의 연소기를 개발하여 시험하였다. 이를 위해 환형역류형 연소기와 압력선회식 연료노즐을 채택하였고, 1차원 설계와 3차원 열, 유동해석을 통하여 연소기 설계를 수행하였으며, 연료노즐 시험, 연소기 리그 시험 등을 통하여 개발된 연소기의 성능을 확인하였다. 개발된 연소기를 엔진에 장착하여 각종 환경시험을 수행한 결과, 연소기 저온 점화성능, 내구 성능 등에서 만족할 만한 결과를 도출하였으며, 개발된 연소기는 지상용 주 동력장치에 성공적으로 적용되었다. A 100㎾ class gas turbine combustor was developed and tested for PPU(Primary Power Unit) of ground vehicle. The combustor which employed annular-reverse type and pressure swirl atomizer was designed through 1-D analysis, 3-D thermal flow analysis and combustor performance was experimentally investigated on the combustor test rig. The test result was satisfactory. The developed combustor was also tested for environmental and endurance specification under engine adopted conditions and the application of a state-of-the-art gas turbine combustor to ground vehicle PPU turned out to be successful.
CRW형식 무인항공기 추진시스템의 밸브작동을 고려한 비행모드 전환에 따른 천이성능 특성 연구
공창덕,박종하,강명철,양수석 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2005 機械技術硏究 Vol.8 No.1
본 연구는 CRW형식 무인항공기 추진시스템의 밸브작동을 고려한 비행모드에 따른 천이 성능특성을 파악하기 위해 SIMULINK를 이용하여 모델링 하였다. 주 엔진시스템의 천이 모사에는 ICV방법이 적용되었다. 그리고 밸브시스템은 로터리 덕트와 메인 덕트로 빠져나가는 유량을 제어하는 시스템으로서 밸브를 통해 로터리 덕트로 빠져나가는 유량과 메인 덕트를 빠져나가는 유량의 합은 터빈의 출구 유량과 같다는 가정하에 수행되었으며, 이 때 밸브각 변화에 따른 손실, 유량 및 유효면적 등이 고려되었다. 성능해석은 비행 천이 영역인 고도 1Km 비행마하수 0.1에서 엔진최대회전수시 회전익 모드에서 고정익 모드로 변환시외 고정익 모드에서 회전익 모드로 변환 경우들이 수행되었다. In order to investigate transient behaviour of the CRW(Canard Rotor Wing) type UAV(Unmanned Aerial Vehicles) propulsion system during flight mode transition considering flow control valve operation, the propulsion system was modelled using SIMULINK commercial program. For transient simulation of the main engine system, the ICV(Inter-Component Volume) method was applied. The valve system is to control the gas flow of the rotary duct system and the main duct system, and the analysis was performed with an assumption that the total gas mass flow of the main engine is the same as summation of the rotary duct flow and the main duct flow, and with consideration of valve loss, flow rate and effective area in valve angle variation. The performance analysis was carried out during flight mode transitions from the rotary flight mode to the fixed wing flight mode and vice versa mode at altitude of 1Km, flight Mach number 0.1 and maximum engine rpm.