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가스터빈 노즐 베인의 열전달 예측을 위한 벽면처리법 비교연구
박정규(Jeonggyu Bak),김진욱(Jinuk Kim),이세욱(Seawook Lee),강영석(Youngseok Gang),조이상(Leesang Cho),조진수(Jinsoo Cho) 대한기계학회 2014 大韓機械學會論文集B Vol.38 No.7
난류모델에서 벽면처리법이 터빈 노즐 베인의 열전달 예측에 미치는 영향을 비교·분석하였다. 본 연구를 위해 NASA의 C3X 터빈 노즐 베인을 사용하였다. 벽함수 방법, 저레이놀즈수 방법, 천이모델을 사용하여 베인 표면에서의 압력 및 온도를 해석하였다. 해석 결과 터빈 노즐 베인의 중간 압력분포는 각 벽면처리법에 따른 차이 없이 실험값과 잘 일치하였다. 그러나 터빈 노즐 베인의 온도와 열전달 계수는 각 벽면처리법에 따라 큰 차이를 보였다. 전반적으로 저레이놀즈수 방법과 천이모델은 벽함수 방법에 비해 온도 및 열전달 계수 예측에 특별한 이점을 보이지 않았으며, 벽함수 방법을 적용한 레이놀즈응력 난류모델이 터빈 노즐 베인 표면의 온도 및 열전달 계수를 비교적 잘 예측하였다. The comparative analysis of near-wall treatment methods that affect the prediction of heat transfer over the gas turbine nozzle guide vane were presented. To achieve this objective, wall-function and low Reynolds number methods, and the transition model were applied and simulated using NASA´s C3X turbine vane. The predicted turbine vane surface pressure distribution data using the near-wall treatment methods were found to be in close agreement with experimental data. However, the predicted vane metal temperature and heat transfer coefficient displayed significant differences. Overall, the low Reynolds method and transition model did not offer specific advantages in the prediction of temperature and heat transfer than did the wall-function method. The Reynolds stress model used along with the wall-function method resulted in a relatively high accuracy of prediction of the vane metal temperature and heat transfer coefficient.
고정익 수직이착륙 무인항공기를 위한 하이브리드-전기 추진시스템의 타당성 연구
김보성(Boseong Kim),박정규(Jeonggyu Bak),윤승현(Senghyun Yun),조수영(Sooyoung Cho),하주형(Juhyung Ha),박규성(Gyusung Park),이근호(Geunho Lee),원성홍(Sunghong Won),문창모(Changmo Moon),조진수(Jinsoo Cho) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.12
일반적인 수직이착륙 항공기는 높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진을 사용한다. 그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다. 본 연구에서는 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 대안으로 제안하였으며, 시스템을 구성할 소형엔진과 전기모터, 배터리에 대한 기술조사·비교분석을 수행하였다. 연구를 위한 고정익 수직이착륙 무인항공기로 I社의 65 kg급 수직이착륙 P-무인기를 사용하였다. 개발한 발전제어 및 전력제어 알고리즘의 타당성과 항속시간을 예측하기 위해 Matlab/Simulink®를 이용한 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 알고리즘이 비교적 잘 작동하는 것을 확인하였고, 직렬 하이브리드-전기 시스템이 임무형상을 만족하는 7 시간의 항속시간을 충분히 만족 할 수 있을 것으로 예측하였다. General VTOL aircraft uses gas turbine engine which has high power to weight ratio. However, in the VTOL UAV in small sector, the gas turbine as a prime mover is not adequate because of the limitation of the high fuel consumption ratio of the gas turbine. In this research, The Series Hybrid-Electric Propulsion System(SHEPS) has been proposed and technology survey & comparison analysis has conducted to constitute propulsion system for engine, electric motor and battery. To achieve this object a 65kg-class P-UAV from “Company I” was used. And to estimate the validity of power control algorithm and developed power management control, Matlab/simulink<SUP>®</SUP> has been used for the simulation. As a result, the developed algorithm worked comparatively well and the research has predicted that SHEPS was satisfied enough for 7 hour of endurance for mission profile.