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엔진 및 체계시험 중 발생한 보조동력장치 연소기 문제해결과정
임병준(Byeungjun Lim),박희호(Heeho Park),이성준(Seungjoon Lee),성옥석(Okseok Sung) 한국항공우주연구원 2012 항공우주기술 Vol.11 No.2
보조동력장치 개발에서 성공적인 연소기 개발이 이루어졌다고 하더라도 엔진에 조립되어 실제 환경에서 운용될 경우, 예상하지 못한 문제나 현상들이 발생하는 사례가 많이 있다. 하지만, 엔진 또는 체계단위의 개발단계에서는 연소기의 유동장이나 하드웨어의 구조적 변경은 불가능하거나 아주 작은 범위 내에서 가능하다. 따라서 체계 운용 중 발생한 문제에 대하여 시험과 유동해석을 통해 원인 규명 및 해결 방안을 제시하고, 이를 반복시험을 통해 확인, 검증하여야 한다. 본 논문에서는 엔진 및 체계 시험과정 동안 발생한 환형역류형 연소기 관련 문제들을 유동해석과 엔진시험을 통해 해결, 검증한 과정에 대하여 기술하였다. Although the APU combustors were developed successfully, it could face many unexpected hardships in an engine or a system operating under the severe environments. But, it is not easy to change the combustion field or combustor structure at the engine/system development stage. So we must suggest practical ways to optimize the value quantitatively by engine test and flow analysis, and verify those by the cyclic test. This paper describes reverse-annular type combustor troubleshooting processes for verifying and settling of the problems and issues occurred in various engine and system operation tests by experiment and analysis.
임병준(Byeungjun Lim),이동호(Dongho Rhee),전용민(Yongmin Jun) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
열적, 구조적 특성이 우수한 최신 복합재료들은 항공기용 가스터빈엔진의 중량절감, 고온작동을 통한 연료 소모율 절감을 가능하게 한다. 최근 각광 받고 있는 적층제조 기술 또한 위상 최적화 등 최적 설계기술과 결합하여 가스터빈엔진의 부품수 및 중량 저감에 활용되고 있다. 본 연구에서는 경량 복합재료의 적용과 적층 제조 기술, 위상최적화 설계기법 등 가스터빈엔진의 고효율화 방안에 대한 기술 동향 및 적용 사례들에 대하여 검토하였다. The latest composite materials with good thermal and structural properties make it possible to reduce the fuel consumption of aircraft gas turbine engines through weight reduction and high temperature operation. Additive manufacturing technology, which has recently become popular, is also used in reducing the number of components and weight of gas turbine engines in combination with optimum design techniques such as topology optimization. In this study, the technology trends and application examples for high efficiency of gas turbine engine such as lightweight composite material, additive manufacturing, topology optimization design technology are reviewed.
임병준(Byeungjun Lim),이동호(Dongho Rhee),전용민(Yongmin Jun),안이기(Ieeki Ahn) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
가스터빈엔진의 시동을 위해서는 점화가 가능한 공기 및 연료 조건이 되도록 외부 동력으로 엔진을 가속시켜 주어야 한다. 항공기용 소형 가스터빈엔진의 전기식 시동시스템은 구조가 간단하고 중량이 작아 소형 항공기에 주로 사용된다. 가스터빈 엔진의 전기 시동시스템 해석을 위해서는 배터리, 시동 모터 특성 및 엔진 drag 토크의 분석이 필요하며, 엔진의 사용 온도에 따라 각각의 특성을 반영하여 시동 시스템을 분석하여야 한다. 본 논문에서는 소형 가스터빈엔진의 전기시동 시스템 기본 설계 과정 및 주요한 설계 파라메터에 대하여 기술하였다. For gas turbine engine starting, external power should be supplied with engine to accelerate to suitable rotational speed for air and fuel ignition conditions. Electric starting system for small gas turbine engine has simple system and light weight, so it is generally used for small aircraft. For system analysis of gas turbine engine electric starting system, Characteristics of battery, start motor, engine drag torque should be analyzed and theirs temperature effects should be considered. In this paper, preliminary design procedure of small gas turbine engine electric starting system and major design parameters were described.
임병준(Byeungjun Lim),이동호(Dongho Lee),구현철(Hyuncheol Koo),류세현(Sehyun Ryu) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
항공기에 사용되는 보조동력장치는 주연료(JP-8) 뿐 아니라 비상시 운용을 위하여 규정된 비상연료를 사용하여 운용이 가능하여야 한다. 이러한 요구조건을 입증하기 위하여 상용 디젤유에 대하여 비상연료 시험을 수행하였다. 디젤유의 경우, 시험 전, 후 부하조건에 따른 비연료소모율의 차이는 3.5%~7.8%로 요구조건을 만족하였다. 주연료와 비교하여 디젤유 적용에 따른 시동특성은 유사하였다. 비연료소모율은 부하조건의 변화에 따라 주연료 대비 2.0%~3.4%의 차이가 발생하였다. Aircraft Auxiliary Power Unit can start and operate using not only main fuel(JP-8) but also specified emergency fuels for emergency operation. In oder to verify emergency fuel requirement, emergency fuel test using commercial diesel fuel was performed. Changes in specific fuel consumption due to use of diesel fuel are 3.5%~7.8%, which satisfied requirement. Diesel fuel showed similar starting characteristic to the JP-8. The specific fuel consumption of diesel increased by 2.0%~3.4% compared with that of JP-8.
고고도 장기체공 무인기 적용을 위한 다단 터보차저 가솔린 엔진 시스템 시뮬레이션
강승우(Seungwoo Kang),배충식(Choongsik Bae),임병준(Byeungjun Lim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
고고도 장기체공 무인기의 추진 시스템에 적합성을 평가하기 위하여 다단 터보차저 가솔린 왕복기관 시스템의 성능 시뮬레이션을 진행하였다. Ricardo사의 1-D 엔진 시뮬레이션 WAVE를 사용하여 다단터보차저를 포함한 엔진 시스템을 모델링하였다. 엔진 모델은 양산 2.4L 가솔린 4기통 엔진의 제원을 반영하였다. 터보차저 모델에는 상용 터보차저의 성능 맵을 적용하였다. 고도 60,000ft에서 엔진의 적정흡기 압력을 확보하기 위해 3단 터보차저 및 인터쿨러를 구성하였다. 웨이스트 게이트는 하나로 구성하였다. 이를 통해 지상부터 고고도까지의 엔진 시스템 정상 상태 운전성을 평가하였다. This study conducted a simulation for performance of multi-turbocharged gasoline internal combustion engine for high-altitude long endurance unmanned aerial vehicle(HALE UAV) was conducted. The WAVE 1-D engine simulation software from Ricardo was used for engine system modeling and simulation. The specifications of 2.4L 4-cylinder gasoline engine from commercial vehicle and maps of commercial vehicle turbochargers were applied to the multi-stage turbocharged engine system model. Three turbochargers and intercoolers were installed in series for the appropriate intake pressure for gasoline engine at high altitude of 60,000ft. There were one wastegate for the turbochargers. The operability of the engine system were analysed with this simulation model.
가스터빈 저온/저압 점화장치 구성 및 운영조건 확인 시험
김태완(Taewoan Kim),이양석(Yang-suk Lee),고영성(Youngsung Ko),임병준(Byeungjun Lim),김형모(Hyeongmo Kim),김선진(sunjin Kim) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
고공 환경에서의 점화 연소 특성을 확인하기 위해 선행되어야 할 저압/저온 환경 모사 및 연료 유량 제어 실험을 수행하였다. 저압 환경을 모사하기 위하여 초음속 디퓨저를 이용하였고, 공기 유량 공급 및 디퓨저 1차 전단 노즐 압력에 따라 다양한 고도의 저압 환경을 조성할 수 있음을 확인하였다. 또한 저온 환경을 모사하기 위해 액체 질소를 이용한 열교환기를 활용하였고, 혼합 탱크로 유입되는 극저온/상온 공기 온도 조건을 일정하게 유지할 경우 다양한 공기 유량 조건에서 혼합 공기의 온도는 극저온/상온 공기의 혼합비에 의해 결정됨을 알 수 있었다. 이에 따라 본 연구에서 구축한 고고도 환경 모사 시스템을 활용하여 다양한 고도 조건에서의 점화 및 연소 특성 실험 수행이 가능함을 입증하였다. Ignition and combustion performance of a gas-turbine engine were changed by various high-altitude condition. A goal of this study is to make the small test facility to simulate high-altitude condition. To perform the low pressure condition, a diffuser was used in various diffuser front of primary nozzle pressure. To perform the low temperature, heat exchanger was used in various mixture ratio of cryogenic air and ambient temperature air. The experimental result shows that high-altitude conditions can be controled by diffuser front of primary nozzle pressure and mixture ratio of cryogenic air and ambient temperature air.