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- 저자 : 오성환(Seonghwan Oh) (검색결과 11 건)
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터보프롭 항공기용 흡입구 덕트 및 가변형 관성분리기 조립체 설계 및 시험
김원철(Woncheol Kim),오성환(Seonghwan Oh),이상효(Sanghyo Lee),박종하(Jonghwa Park) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.9
본 연구 대상 터보 프롭 항공기는 주어진 항공기 임무 수행을 위해 결빙 조건하에서도 운용이 가능하여야 한다. 동 연구에 적용된 터보 항공기의 공기 흡입구 계통은 정상 비행조건하에서 엔진 입구에 최대 전압력을 공급할 수 있도록 설계 및 검증이 되어야 할 뿐만 아니라 결빙조건하에서 생길 수 있는 얼음과 같은 입자가 엔진 흡입구 망으로 들어가서 엔진 화염꺼짐이나 엔진에 심각한 손상을 주지 않도록 하기 위한 관성분리기를 포함하도록 개발이 되어야 한다. 따라서 결빙 조건하에서 형상이 변하는 가변형상의 공기흡입구 조립체를 설계하고 설계 결과 확인을 위해 조립체에 대한 전산 유동 및 구조해석을 수행하였다. 이후 35% 축소형 모델을 제작하여 풍동시험을 수행하였다. 동 논문에서는 흡입구 조립체 개발과정에서 요구되는 공기역학적 설계, 잔산 유동/구조 해석 및 풍동 시험평가결과를 기술하였다. A turboprop aircraft for this study is required to operate at icing condition in order that it performs its given mission. So an air intake system of the turboprop aircraft should be designed and verified not only to provide the maximum possible total pressure at engine inlet at normal flight condition, but also to include an inertial separator which protects Foreign Object Debris (FOD) like ice or snow at icing condition from entering into the engine inlet screen which can cause or lead an catastrophic engine failure like engine flame-out or severe damage. So an air intake assembly incorporating a variable geometry inertial separator has been designed and then CFD/structural analysis for the assembly was performed to see its design results. Then 35% scaled model of the air intake assembly was manufactured and wind tunnel test was done. This paper describes the detailed design results for the aerodynamic design, analysis and wind tunnel testing during the development process of the air intake assembly.
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엔진 노즐 형상이 Plume 적외선 신호에 미치는 영향에 관한 연구
안성용(Sungyong An),김원철(Woncheol Kima),오성환(Seonghwan Oh) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.8
본 연구에서는 엔진 노즐 형상이 엔진 Plume의 적외선 신호 특성에 미치는 영향에 대해서 연구하였다. 이를 위해 적외선 신호 감소 효과를 가지는 큰 세장비의 엔진 노즐과 적외선 감소가 요구되지 않는 항공기에 적용되는 일반적인 원통형 형상의 노즐에 대한 형상설계를 수행하였다. 그리고 두 노즐에 대한 열유동해석을 수행하고 두 노즐의 유동장 특성을 비교하였다. 이후 열유동해석 결과를 이용하여 두 노즐에 대한 적외선 신호 해석을 수행하고 그 결과를 분석하였다. A study on the effect of engine nozzle configuration on the engine plume Infra-red (IR) signature characteristics is performed. Configuration design of an engine nozzle with high aspect ratio to reduce IR signature level and a cylindrical nozzle which is typically used for conventional aircraft which does not require IR signature reduction is performed. And CFD analysis for the two nozzles is performed to compare the flowfields characteristics of the two nozzles. Finally IR signature analysis for the two nozzles is accomplished to calculate the total intensity level at mid-wave infra-red and investigate the differences of IR signature characteristics between the two nozzles.
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강형석(Hyungseok Kang),최성만(Seongman choi),오성환(Seonghwan Oh) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 수치해석 연구는 초음속 항공기에 적용되는 이차원 축소-확대 노즐의 기계적인 피치 편향각 변화에 따른 추력편향노즐의 특성을 이해 하고자 수행 되었다. 수치해석은 Fluent를 이용하여 진행되었으며 해석결과는 동일한 조건에서의 실험결과와 비교검토 하였다. 노즐의 피치 편향각은 0° 와 20°로 각각 설정하였으며 피치 플랩의 길이를 노즐 출구 높이의 0.5배에서 2.5배까지 설정하여 피치플랩의 길이에 따른 편향효율과 유동특성을 분석하였다. 연구결과 피치플랩의 길이에 따라 피치추력의 변화가 크게 나타났으며, 이러한 피치추력변화는 피치플랩 길이비의 변화에 따라 노즐 내부에서 발생하는 충격파의 상호간섭현상에 의해 좌우됨을 알 수 있었다. A numerical analysis has been conducted to determine the pitch thrust vectoring characteristics of a two-dimensional convergent divergent exhaust nozzle for supersonic aircraft application. The numerical analysis was done by Fluent and verified by the experimental test result. The analysis was performed with pitch angle of 0° and 20° each at the ambient temperature condition. To see the effect of a ratio of pitch flap length and pitch flap height, the ratio was varied from 0.5 to 2.5. The numerical analysis show that pitch thrust is changed much with pitch flap length. The big differences of the pitch thrust with pitch flap length is due to the shock interaction in the nozzle.
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유두환(Duwhan Yu),최성만(Seongman Choi),오성환(Seonghwan Oh) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
차세대 전투기 및 무인 전투기의 경우 스텔스성과 고 기동성, 초음속 순항 등의 임무들이 필수적으로 요구된다. 이러한 고성능 요구조건을 만족하기 위하여 초음속 배기노즐의 추력편향제어기법이 대두되고 있다. 본 연구에서는 2차원 초음속 추력편향노즐의 축소모델을 이용하여, 피치편향각 및 피치플랩길이에 따른 추력을 측정하고, 동시에 초음속 유동에 대한 쉴리렌 가시화를 수행하였다. 연구 결과 추력편향시의 유동특성을 이해할 수 있었고, 추력 편향시 최적의 피치편향 효율을 가지는 추력편향노즐의 기하학적 형상을 도출 할 수 있었다. The need for stealthy, high maneuverability and super cruise abilities are vitally important for the next generation fighter and unmanned aircraft. To meet these requirements, thrust vector control technique can be applied in this applications. In this research, thrust measurement and Schlieren visualization were performed using the scaled two dimensional thrust vector nozzles under various pitch deflection angle and ratio of pitch flap length and height. From this study we could get the supersonic flow characteristics and draw an optimum geometric configuration of the two dimensional thrust vector nozzle.
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소형 가스터빈 엔진 실험 데이터를 이용한 역모델링 연구
공창덕(Changduk Kong),임세명(Semyeong Lim),구영주(Youngju Koo),김건우(Keonwoo Kim),오성환(Seonghwan Oh),김지현(Jihyun Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
가스터빈 엔진의 성능은 그 구성품 성능 특성에 큰 영향을 받는다. 보통 이러한 구성품 성능 특성은 여러 조건에서의 수많은 실험을 통해 얻을 수 있지만 그것은 제작사의 고유 재산이기 때문에 쉽게 제공되지 않는다. 그렇기 때문에 보통 성능 덱을 이용하거나 소유하고 있는 엔진 성능 맵을 스케일링 하여 사용한다. 하지만 이러한 방법은 탈설계점에서 오차를 보인다. 이에 본 연구에서는 소형 가스터빈 엔진 실험 장치를 구성하여 몇 구간에서의 실험을 통해 데이터를 축적하고 이를 이용하여 구성품 성능 맵을 축척하는 방법을 제시하였다. 그리고 프로그램을 이용하여 대상 엔진의 정상상태 성능 모델을 구성하여 실제 측정 데이터와 새롭게 생성된 구성품 맵을 사용했을 경우, 그리고 기존의 방법을 이용한 경우를 비교하였다. The gas turbine engine performance is greatly relied on its component performance characteristics. Generally, acquisition of component maps is not easy for engine purchasers because it is an expensive intellectual property of gas turbine engine supplier. In the previous work, the maps were inversely generated from engine performance deck data, but this method is limited to obtain the realistic maps due to calculated performance deck data. Therefore this work proposes newly to generate more realistic compressor map from experimental performance test data. And then a realistic compressor map can be generated form those processed data using the proposed extended scaling method at each rotational speed. Evaluation can be made through comparison between performance analysis results using the performance simulation program including the generated compressor map and on-condition monitoring performance data.
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吳星煥 서울大學校 經濟硏究所 1991 經濟論集 Vol.30 No.4
本橋는 경기순환에 있어 一時的 衡擊(temporary shock)이 지속적으로 거시경제변수들에 영향을 미친다는 特徵的 現象(stylized fact)에 대한 이론적 고찰을 목적으로 한다. 경제 내에 資本스톡의 조정비용 등과 같은 일말의 비신축성이 내재할 경우, 戰略的 補完性(strategic complementarity)의 존재는 일시적 충격의 효과를 보다 증폭시키고 持續的이게 한다. 구체적으로 거시경제 내에 존재하는 전략적 보완성의 정도와 일시적 충격 이후 경제의 定常狀態로의 復歸速度는 상호 陰의 관계가 있다.
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吳星煥 서울大學校經濟硏究所 1997 經濟論集 Vol.36 No.3
본연구는 통화정책에서 발생하는 신뢰성과 신축성 문제간의 상충관계를 간단한 모형경제를 상정하여 분석한다. 신뢰성만을 고려한 통화정책에서의 제도개선은 신축성의 상실로부터 오는 비용을 지불해야 하는 반면 지나친 신축성의 부여는 통화정책의 신뢰성 상실로 인해 인플레이션 편의와 같은 비용을 초래한다. 따라서 새로운 정보와 경제적 상황에 대처할 수 있는 적절한 신축성을 부여하면서 동시에 여러 가지 유인으로 인해 발행할 수 있는 인플레이션 편의를 제거하기 위한 제도적 장치가 마련되어야 하는 것이다.
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吳星煥 서울大學校經濟硏究所 1999 經濟論集 Vol.38 No.3
본 연구는 통화신용정책에서 발생하는 신뢰성문제와 그 해결방법을 분석한다. 이를 위해 먼저 산출량 증가, 재정적자 보전, 금융부문의 안정, 그리고 국제수지적자 축소 등 신뢰성문제의 네 가지 발생경로를 개관한 뒤, 평판적 접근방식, 입법적 접근방식 그리고 계약적 접근방식 등 세 가지의 신뢰성문제 해결방법을 비판적으로 검토한다.
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