• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.201-204
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• 2004

본 연구에서는 대상엔진의 설계점, 정적 탈설계점 및 동적 탈설계점 성능해석을 위하여 상용코드(GSP)와 함께 기 개발한 해석용 코드를 사용하였다 고도, 속도 및 출력변화를 포함하는 다양한 임무조건에 따른 엔진의 정적 성능과 이를 바탕으로 한 동적 특성도 분석하였다. 특히, Power setting 자체보다는 Throttle setting을 통한 출력과 엔진 회전수, 그리고 터빈의 열 과부하특성을 응답시간과 함께 예측함으로서 추후 엔진제어장치인 FADEC 시스템 설계에 활용토록 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권2호
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• pp.17-24
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• 2005

본 연구에서는 대상 엔진의 설계점, 정적 탈설계점 및 동적 탈설계점 성능해석을 위하여 상용코드(GSP)와 함께 기 개발한 해석용 코드를 사용하였다. 고도, 속도 및 출력변화를 포함하는 다양한 임무조건에 따른 엔진의 정적 성능과 이를 바탕으로 한 동적 특성도 분석하였다. 특히, Power setting 자체보다는 쓰로틀 조정을 통한 출력과 엔진 회전수, 그리고 터빈의 열 과부하특성을 응답시간과 함께 예측함으로서 추후 엔진제어장치인 FADEC 시스템 설계에 활용토록 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.23-27
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• 2008

본 논문에서는 실수코드 유전 알고리즘(RCGA)과 인공신경망(ANN)을 이용하여 항공기용 터보 축엔진의 결함 진단에 관한 연구를 수행하였다. 인공신경망만을 이용하여 엔진의 결함을 판단 할 경우 많은 학습데이터 때문에 지역 최소점으로 수렴하는 단점이 있다. 이를 개선하기 위해 전역 최소점을 찾는 능력이 뛰어난 실수코드 유전 알고리즘을 사용하였다. 5% 이내의 RMS 결함오차로 높은 결함 예측 신뢰도를 가짐을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.11-15
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• 2012

한국형발사체 상단엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진용 터보펌프의 임계속도 해석이 이루어 졌다. 7톤급 터보펌프는 기 개발된 실험용 30톤급 터보펌프 및 현재 개발 중인 한국형발사체 1, 2단 엔진용 75톤급 터보펌프의 기본 개념을 채용하여 1축 터보펌프로 설계가 진행 중이다. 2개의 볼 베어링으로 지지되는 산화제펌프 회전체와 역시 2개의 볼 베어링으로 지지되는 연료펌프-터빈 회전체는 스플라인 축으로 연결되어 설계 속도에서 작동한다. 본 연구에서는 회전체동역학 해석을 수행하여 터보펌프가 sub-critical 회전체로서 충분한 임계속도 분리 여유를 확보하는 지를 검토하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권3호
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• pp.58-63
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• 2011

본 논문은 유성기어를 적용한 터보펌프의 개념설계에 대하여 기술하였다. 발사체시스템에서는 무게가 가장 중요한 설계인자 중 하나이다. 케로신 혹은 메탄을 연료로 사용하는 터보펌프의 경우 통상 시스템의 간단성 때문에 1축(혹은 동축) 형식이 사용된다. 이 경우 단점은 산화제펌프와 연료펌프의 회전수가 서로 최적이 아닌 상태에서 작동하게 되는 것이다. 각 펌프가 최적 회전수에서 작동하고 또한 증가된 회전속도로 부터 부품의 효율 증대와 무게이득을 최대화하기 위해서는 터보펌프에 유성기어를 적용하는 것이 최선의 방법으로 판단된다. 본 논문에서는 유성기어를 도입한 터보펌프의 개념설계를 수행하여 유성기어의 적용가능성을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권3호
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• pp.40-46
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• 2011

75톤급 터보펌프용 속도복식 터빈을 개발하였다. 축과 로터의 연결에는 커빅커플링을 적용하였다. 커빅커플링은 시편을 통한 고온비틀림 시험과 시제품의 스핀시험을 통해 적용 적합성을 검증하였다. 고압 공기를 이용한 성능시험 결과, 개량형 속도복식 터빈의 비출력은 기본형 단단 터빈에 비해 설계점에서 20.5%가량 향상된 것으로 나타났다. 개량형터빈의 $1^{st}$로터는 설계점 전체출력의 74.1%를 담당하는 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.59-64
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• 2010

터보샤프트 엔진의 고공성능시험에서 주요 성능 인자인 축마력, 연료 유량, 비연료 소모율 및 공기유량에 대하여 측정의 수학적 모델을 제시하고 측정 불확도를 평가하였다. 터보제트 및 터보팬 엔진의 경우와 비교하여 차이점을 논의하였다. 시험 조건의 측정 불확도를 평가하였으며, 이를 보정된 성능 데이터 측정 불확도에 반영하는 방법을 제시하였다. 실제 터보샤프트 엔진 고공성능시험설비를 이용한 시험 사례에 대한 측정 불확도 평가 결과를 제시하였다. 주요 성능 인자의 측정 불확도는 시험 조건측정의 불확도를 반영하였을 경우 0.65~1.09%, 반영하지 않았을 경우 0.36~0.94%로 평가되었다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제18권2호
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• pp.113-121
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• 1994

Since two oil shocks in 1970s, all of engine makers have persevered in their efforts to reduce specific fuel consumption and to increase engine power rate as much as possible in marine diesel engines. As a result, the maximum pressure in cylinders of these engines has been continuously increased. It causes direct axial vibration. The axial stiffness of crank shaft is low compared to old types of engine models by increasing the stroke/bore ratio and its major critical speed might occur within engine operation range. An axial damper, therefore, needs to be installed in order to reduce the axial vibration amplitude of the crankshaft. Usually the main critical speed of axial vibration for the propulsion shafting system with a 4-8 cylinder engine exists near the maximum continuous revolution(MCR). In this case, when the damping coefficient of the damper is increased within the allowance of the structural strength, its stiffness coefficient is also increased. Therefore, the main critical speed of axial vibration can be moved beyond the MCR. It has the same function as a conventional detuner. However, in the case of a 9-12 cylinder engine, the main critical speed of axial vibration for the propulsion shafting system exists below the MCR and thus the critical speed cannot be moved beyond the MCR by using an axial damper. In this case, the damping coefficient of an axial damper should be adjusted by considering the range of engine revolution, the location and vibration amplitude of the critical speed, the fore and aft vibration of the hull super structure. It needs to clarify the dynamic characteristics of the axial vibration damper to control the axial vibration appropriately. Therefore authors suggest the calculation method to analyse the dynamic characteristics of axial vibration damper. To confirm the calculation method proposed in this paper, it is applied to the propulsion shafting system of the actual ships and satisfactory results are obtained.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.187-194
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• 2008

Because the types and severities of most engine faults are various and complex, it is not easy that the conventional model based fault detection approach like the GPA(Gas Path Analysis) method can monitor all engine fault conditions. Therefore this study proposed newly a diagnostic algorithm for isolating and diagnosing effectively the faulted components of the smart UAV propulsion system, which has been developed by KARI(Korea Aerospace Research Institute), using the fuzzy logic and the neural network algorithms. A precise performance model should be needed to perform the model-based diagnostics. The based engine performance model was developed using SIMULINK. For the work and mass flow matching between components of the steady-state simulation, the state-flow library was applied. The proposed steady-state performance model can simulate off-design point performance at various flight conditions and part loads, and in order to evaluate the steady-state performance model their simulation results were compared with manufacturer's performance deck data. According to comparison results, it was confirm that the steady-state model well agreed with the deck data within 3% in all flight envelop. The diagnosis procedure of the proposed diagnostic system has the following steps. Firstly after obtaining database of fault patterns through performance simulation, then secondly the diagnostic system was trained by the FFBP networks. Thirdly after analyzing the trend of the measuring parameters due to fault patterns, then fourthly faulted components were isolated using the fuzzy logic. Finally magnitudes of the detected faults were obtained by the trained neural networks. Because the detected faults have almost same as degradation values of the implanted fault pattern, it was confirmed that the proposed diagnostic system can detect well the engine faults.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.115-121
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• 2008

A core engine for pre-cooled turbojet engines is designed and its component performances are examined both by CFD analyses and experiments. The engine is designed for a flight demonstration of precooled turbojet engine cycle. The engine uses gas hydrogen as fuel. The external boundary including measurement devices is set within $23cm{\times}23cm$ of rectangular cross section, in order to install the engine downstream of the air intake. The rotation speed is 80000 rpm at design point. Mixed flow compressor is selected to attain high pressure ratio and small diameter by single stage. Reverse type main combustor is selected to reduce the engine diameter and the rotating shaft length. The temperature at main combustor is determined by the temperature limit of non-cooled turbine. High loading turbine is designed to attain high pressure ratio by single stage. The firing test of the core engine is conducted using components of small pre-cooled turbojet engine. Gas hydrogen is injected into the main burner and hot gas is generated to drive the turbine. Air flow rate of the compressor can be modulated by a variable geometry exhaust nozzle, which is connected downstream of the core engine. As a result, 75% rotation speed is attained without hazardous vibration and heat damage. Aerodynamic performances of both compressor and turbine are obtained and evaluated independently.