• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.101-104
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• 2010

최근 무인기 혹은 소형 항공기들에 대한 수요가 증가함에 따라 소형 터보제트 혹은 터보팬 엔진의 수요가 꾸준히 증가하고 있다. 이러한 소형 엔진은 요구 추력을 달성하면서 크기와 무게를 줄이는 것이 가장 중요한 설계 인자인데, 이는 곧 비추력(Thrust to Weight) 값이 매우 높음을 의미한다. 비추력 값이 높은 엔진을 설계하기 위해서, 압축기 혹은 터빈 등의 핵심구성품의 경우 크기를 줄이고 단수를 줄이는 방법이 가장 효과적이다. 특히 축류압축기의 경우 일반적으로 다단으로 구성하는데 여러 단으로 구성된 압축기 중에서 단수를 줄이고 남은 단에서의 압력비를 높이는 '고부하 압축기'를 채용함으로써 이러한 문제를 해결할 수 있다. 최근 국내에서도 축류형 압축기에 대한 개발의 필요성이 꾸준히 제기되고 있으며, 이에 본 논문에서는 고부하 축류형 압축기의 설계 및 성능 리뷰 중 주요한 사항에 대해 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.397-400
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• 2011

소형 가스터빈 엔진에 장착 가능한 저압단 축류 압축기의 공력성능 및 구조적 안정성을 동시에 고려한 최적화 설계를 수행하였다. 근사모델을 구축하여 유전알고리즘을 이용하여 전역 최적화 해를 도출하였다. 최적 설계된 압축기의 동익단은 Hub쪽에서 날개의 부하가 커지되, Tip쪽에서 입사각이 0에 가깝게 설계되었다. 한편 동익의 형상은 허브쪽에서 사다리꼴 모양으로 수렴이 되어 구조적 안정성을 확보하도록 설계가 되었다. 최종적인 수치해석 결과 작동점에서 동익단의 효율은 87.6%이며 구조적 안정성을 나타내는 안전계수는 3이상을 확보하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제12권5호
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• pp.61-65
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• 2009

현재 선진업체들은 성능과 구조적으로 경쟁력 있는 산업용 가스터빈 압축기를 설계하기 위하여 항공기용 압축기 설계기술을 전용하고 있다. 따라서 두산중공업은 DGT-5 압축기 익형설계를 위해 항공용 익형설계에 적용되는 S-Profile 설계기술을 활용하여 설계하였으며 현재 DGT-5 압축기에 대한 1차 성능시험이 완료되어 만족할 만한 결과를 얻었다. 그리고 DGT-5 압축기는 추후 두산중공업 파생형 가스터빈 압축기의 기본압축기로 활용할 계획이다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제6권2호
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• pp.83-94
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• 2003

Preliminary aerodynamic design of a compressor is carried out to meet the design requirements which are pressure ratio of 13, air mass flow rate of 4 ㎏/s and rotational speed of 45,000 rpm. The compressor type is chosen as an axial-centrifugal compressor from the design requirements which is suitable for a medium power class turboprop or turboshaft engine. Its overall isentropic efficiency is estimated to be 0.796 and its surge margin to be 20% exceeding the design requirement. This paper summarizes the aerodynamic design details including the design procedures and the results of the axial -centrifugal compressor.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제14권6호
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• pp.96-101
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• 2011

Korea Aerospace Research Institute is performing 3 stage transonic axial compressor development program. This paper introduces design step of the compressor, the performance test results and its analysis. In the fore part of the paper, aerodynamic process of the 3 stage axial compressor is presented. To satisfy both of the mass flow and pressure rise, the compressor should rotate at a high rotational speed. Therefore the transonic flow field forms in the rotor stages and it is designed with a relatively high pressure rise per stage to satisfy its design target. The compressor stage consists of 3 stages, and the bulk pressure ratio is 2.5. The first stage is burdened with the highest pressure ratio and less pressure rises occur in the following stages. Also it is designed that tip Mach number of the first rotor row does not exceed 1.3, while the maximum relative Mach number in the rotor stage is between 1.3~1.4 to increase the compressor flow coefficient. The final design has been confirmed by iterating three dimensional CFD calculations to verify design target and some design intentions. In the latter part of the paper, its performance test processes and results are presented. The performance test result shows that the overall compressor performance targets; pressure ratio and efficiency are well achieved. The stator static pressure distributions show that the blade loading is gradually increasing from the downstream of the compressor.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.211-214
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• 2003

바이패스 덕트 손실을 고려한 비행 중의 복축 혼합형 터보팬 엔진의 윈드밀 성능을 예측하기 위해, 본 연구에서는 원심 및 축류 압축기, 축류 터빈의 윈드밀 작동 과정과 물리적 현상을 규명하고 바이패스 덕트를 통과한 공기와의 혼합 현상을 해석하였다. 윈드밀 성능 예측의 결과는 유차원 해석을 통해 비교 분석하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제15권2호
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• pp.12-19
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• 2012

This study presents unsteady and unstable characteristics of three stage transonic axial compressor, developed by Korea Aerospace Research Institute. As approaching to the unstable operating region at the 103% design speed of the compressor, a modal type stall precursor appears in front of highly loaded 3rd rotor row at first, and it propagates to the upstream. On the contrary, actual stall cell initiates from the stall precursor in front of the 1st rotor row, and it propagates to the downstream of the compressor. After the stall region reached the 3rd stage and stall cell rotates circumferentially about 360 deg, it develops to one dimensional compressor surge mode. It shows a mild surge behaviour with 3~4 Hz frequency. From the test data, it can be suggested that there is a priority to give an optimum blade loading distributions to construct a multi stage transonic axial compressor stages either to secure more stable compressor operating ranges, or to maximize the compressor efficiency.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.629-634
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• 2011

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 및 설계점 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정하고, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 데이터를 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/($lb^*h$)이 예측되었다. 설계점 계산결과를 기준으로 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과, 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.97-102
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• 2013

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정한 후, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 설계변수 값을 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600 R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2,599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/(lb*h)이 예측되었다. 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과로부터 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 터빈엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제1권1호
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• pp.7-16
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• 1998

An interactive mode of grid generation system has been developed for a Navier-Stokes design procedure of axial flow compressors. The present grid generator adopts the multiblock H-grid structure, which simplifies the creation of computational grids about complex turbomachinery geometries and facilitate the manipulation of multiple grid blocks for multirow flow fields. The numerical algorithm adopts the combination of the algebraic and elliptic method to create the internal grids efficiently and quickly. The system consists of four separated modules, which are linked together with a common graphical user interface. The system input is made of the results of the preliminary design. The final grids generated from each module of the system are used as the preprocessor for the performance prediction of the two-or three-dimensional flow simulation inside the blade passage. Application to the blade design of the LP compressor was demonstrated to be very reliable and practical in support of design activities. This customized system are coupled strongly with the design procedure of the turbomachinery cascades using the Navier-Stokes technique.