• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.107-114
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• 1995

최근 개발 중이거나 개발 예정인 항공기용 가스터빈의 종류, 현황 및 적용 기술 등을 설명하였다. 가스터빈은 군용. 민간용으로 임무 또는 목적에 따라 특성화된 엔진으로 발전되고 있으며 이러한 추세에 따라 복합사이클 엔진, 고속터보프롭엔진, 프롭팬엔진, 덕트 없는 팬엔진(UDF). 초고바이패스(VHPR)엔진, 열재생엔진 및 V/STOL용엔진 등에 대한 개발현황 및 각 주요구성품의 최신요소기술들이 설명되었다. 또한 우리나라 항공용 가스 터빈 엔진 개발 기술의 현황과 발전방향에 대해 간략히 제시하였다.

• Journal of the KSME
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• v.30 no.6
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• pp.542-547
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• 1990

가스터빈은 브레이턴사이클을 이용한 것으로서 피스톤 왕복엔진과 함께 동력기관으로써 지금까지 사용되고 있으며 특히 경량, 고출력의 장점으로 인해 항공기 엔진의 추진기로서 많이 사용되고 있다. 1905년 프랑스에서 압축비 4.8회전수 4250rpm으로 40HP의 출력을 내는 현재와 같은 형 태의 가스 터빈을 개발한 이후 많은 발달과 함께 2차 대전 후에는 항공용 뿐만 아니라 발전용, 동력용 등 산업용 엔진에도 응용되었다. 세계적으로는 유럽이 가스 터빈에 관한 연구를 미국보 다 앞서 활발히 진행하였으며 1957년 General Electric사의 F-4팬텀에 사용된 J-79터보 제트 엔진을 개발함으로써 가스터빈 엔진분야에 미국이 주도권을 잡게 되었고 많은 전문회사가 가스 터빈 엔진설계 제작에 참여하고 있다. 이와 같이 가스 터빈에 대한 개발연구가 계속 이루어진 것은 가스 터빈이 다른 동력기관 보다 단위 중량당 많은 출력을 낼 수 있고, 각 요소들이 회전 운동을 함으로써 고속운전을 할 수 있고, 부하 변동에 빨리 적응하며, 마찰부분이 적어 윤활유 소비가 적은 장점들이 있기 때문이다. 본 글에서는 이와 같은 가스 터빈 연구개발의 국내외 현황 및 그 전망에 대해서 기술하고자 한다.

• Journal of the Korea Institute of Information and Communication Engineering
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• v.11 no.1
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• pp.75-82
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• 2007

In advanced countries, a gas turbine engine is developed to use in aircraft, vessels, and target weapons. Our nation also passed the level of producing engine components and now, we are developing small-sized gas turbine engine. The most important point of the gas turbine engine, the engine control technique, is evaded by the advanced nations. This document contains the research about the development of the gas turbine engine simulator. The simulator presented in this document has a mathematical engine model based on a capacity data of the gas turbine engine to advance the engine simulator. Through this process, it eases the development of the gas turbine engine control algorithm and helps to check the engine controller function. In this simulator, the engine sensor signal conversion board is designed, so the engine model shows like a real sensor signal during the simulation. Also, this paper contrasts the actual engine test with the simulation results to verify the performance.

• Journal of the KSME
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• v.32 no.7
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• pp.581-587
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• 1992

가스터빈 엔진의 설계는 압축기와 터빈의 효율 이외에도 여러 가지 현실적인 요소가 커다란 영 향을 미치므로 이러한 것들이 설계시에 고려되어야 하며 기존의 기술수준과 부품을 가능한 한 활용하는 것이 현명하다. 특히 산업용 터빈의 개발을 위한 시제 엔진 설계시에는 이러한 접근 방법이 현실적으로 성공 가능성이 크다. 예를 들어서, 기술축적과 연구를 위해서 산업용 엔진을 개발하고자 할 때에 엔진 전부를 설계하는 것보다는 구하기가 용이한 기존의 소형 항공기 엔진의 가스발생기 부분 (압축기, 연소기, 압축기 터빈으로 구성된 부분)을 개조하여 활용하고 동력터 빈과 동력전달 부분만을 자체 설계하여 결합시켜서 개발한다든가 하는 것이 효과적일 것이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.1
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• pp.97-102
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• 2013

A prestudy on expendable turbine engine for high-speed vehicle was conducted. After two possible mission profiles were established to decide the engine requirements, design point analysis was performed with the values of design parameter which were obtained from similar class engines, references, etc. The results showed that specific net thrust and specific fuel consumption with turbine inlet temperature of 3,600 R are 2,599.4 ft/s and 1.483 lb/(lb*h) respectively at the flight condition of sea level, Mach 1.2. It was also found that major design parameters for determining maximum net thrust were turbine inlet temperature for low supersonic and transonic flight speed and compressor exit temperature for high supersonic flight speed from the results of performance analysis on the two possible mission profiles. In addition, simple turbojet engine with an axial compressor, a straight annular combustor, an one stage axial turbine and a fixed throat area converge-diverge exhaust nozzle was proposed as the configuration of simple low cost lightweight turbine engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.629-634
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• 2011

A prestudy on expendable turbine engine for high-speed vehicle was conducted. The two possible mission profiles were established to decide the engine requirements and Design Point, and Design Point analysis was performed with the values of design parameter which were obtained from similar class engines and technical references. The results showed that Specific Net Thrust is 2599.4 ft/s and Specific Fuel Consumption is 1.483 lb/($lb^*h$) at the flight condition of Sea Level, Mach 1.2. It was also found through the performance analysis on the two possible mission profiles that major design parameters for determining Net Thrust were Turbine Inlet Temperature for low supersonic flight speed and Compressor Exit Temperature for high supersonic flight speed. In addition, simple turbojet engine with axial compressor, straight annular combustor, axial turbine and fixed throat area converge-diverge exhaust nozzle was proposed as the configuration of simple low cost light engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.26-26
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• 1999

소·중형 산업용 항공기나 초등 훈련기용으로 많이 이용되고 있는 터보프롭 엔진의 성능진단을 위해 선형 GPA 기법을 적용하였다. 대기조건은 지상정지조건으로 하였으며 계측변수의 선정에 따른 오차율을 알아보기 위해 다양한 손상을 가정하였다. 가스터빈 엔진에서 가장 쉽게 발견될 수 있는 성능저하 원인인 압축기 오염과 터빈 부식이 발생하였을 경우를 가정하였다. 다중 손상일 경우 선형 GPA 기법의 신뢰성을 알아보기 위해 압축기에만 오염이 발생하였을 경우, 압축기와 압축기 터빈에 각각 오염과 부식이 발생하였을 경우, 압축기 터빈과 동력터빈에 동시에 부식이 발생하였을 경우, 압축기, 압축기 터빈, 동력터빈이 모두 오염과 부식이 발생하였을 경우를 가정하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.12 no.6
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• pp.48-55
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• 2008

We have simulated the performance of a simple engine model with a gas turbine engine simulation program based on CFD. 2-dimensional Navier-Stokes code for the viscous flow was applied to simulate a compressor and a turbine, and the chemical equilibrium code with the lumped method was applied to simulate the combustor. Unsteady-flow phenomenon between rotor and stator of the compressor and the turbine was analyzed by steady mixing-plane method. In this way, the influence of the turbine blade pitch on the engine was investigated. It was shown that the compressor is operated at more higher pressure conditions as narrower the pitch distance of the turbine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.829-832
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• 2010

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.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.24-24
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• 2002

가스터빈 엔진의 공력 성능은 작동 유체인 공기의 물성 변화에 대하여 민감하게 반응하는데, 대기 중에 수증기 형태로 함유되어 있는 수분이 공기의 물성 변화를 야기하는 대표적인 요인이다. 건공기와는 다른 화학적 조성을 가지는 습한 공기가 가스터빈 엔진에 유입되면 엔진의 작동과 성능에 2가지 방법(공기 흡입 도관에서의 응축 그리고 엔진 전체 사이클에 걸친 가스 조성 변화 야기)으로 영향을 미친다. 절대 습도가 높은 지상 조건의 무더운 날에는 습공기 유입으로 인한 가스터빈 엔진의 성능 저하가 두드러지며 지상에서의 고공환경시험에서는 시험 당일의 습도 조건에 따라 성능의 차이를 보인다. 해상에서 운용되는 비행체 추진기관으로 사용되는 가스터빈의 경우 특히 높은 습도 환경에서 작동하므로 습도 보정을 통하여 엔진의 정확한 성능과 운용성을 파악하는 것은 중요하다.