http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
가스터빈 엔진의 축류압축기 성능선도 생성방법에 대한 비교 연구
김상조(Sangjo Kim),김동현(Donghyun Kim),손창민(Changmin Son),김귀순(Kuisoon Kim),김유일(YouIl Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
가스터빈 엔진의 성능모사를 위해서는 구성품의 유량, 회전수, 압력비 그리고 효율 변화를 나타내는 성능선도를 이용하는 것이 필수적이다. 본 연구에서는 축류 압축기 성능선도 생성 방법인 유사성능선도 축척법(scaling method), 단 성능선도를 이용한 단 축적법(stage-stacking method), 3차원 전산해석, 3차원 전산해석과 단 축적법을 복합적으로 이용하는 방법들을 적용하였다. 그리고 서지 지점을 예측하기 위해 두 가지 방법을 적용하였다. 각각의 방법들을 사용하여 구성한 축류 압축기 성능 선도를 성능시험결과와 비교하였다. In the performance analysis of gas turbine engines, it is essential to use a performance map that represents the variation in mass flow rate, rpm, pressure ratio and efficiency. In this paper, The performance map is generated by the methods such as scaling method, stage-stacking method, 3-D CFD analysis and combined application of stage-stacking and 3-D CFD analysis. And the surge point was estimated within this work using two different models. The performance maps using the methods mentioned above were compared with the experimental data.
초킹 영역에서의 축류 압축기 블레이드 형상손실예측을 위한 경험식에 대한 고찰
김상조(Sangjo Kim),김동현(Donghyun Kim),손창민(Changmim Son),김귀순(Kuisoon Kim),김명호(Myungho Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
축류 압축기 설계단계에서 유로내의 손실을 예측하기 위해서 경험적인 손실 모델이 사용된다. 압축기내의 유동은 이차유동, 유동 박리, 그리고 충격파와 같은 복잡한 유동현상으로 인하여 손실 예측이 어렵다. 일반적으로는 손실을 야기하는 인자별로 나누어 예측하고 이를 합함으로서 전체 손실을 예측한다. 본 연구에서는 경험식을 이용하여 천음속 압축기에 대한 초킹 영역에서의 성능을 예측하고 실험 및 전산해석 결과와 비교하였다. 결과적으로 높은 입구 마하수에서 기존의 경험식으로 예측한 압축기 초킹 영역에서의 손실과 초킹이 발생하는 유동각도가 실험 및 전산해석 결과와 차이를 보였으며 이러한 문제점에 대해 고찰하였다. An empirical loss correlation is used for prediction of a loss in a axial compressor. In a compressor passage, modelling the total pressure loss is difficult due to complicated characteristics of a compressor flow field. A superposition of various loss components is common approach to predict the total pressure loss. This study utilize an empirical loss correlations to predict a transonic compressor. The results are compared with performance test data and 3D CFD analysis result. The comparison shows an interesting observation in the choking region where the existing loss models cannot predict the total pressure coefficient and choking flow angle in high inlet Mach number condition.
최적화 기법을 이용한 터보팬 엔진의 가변 입구 안내익 및 블리드 공기 스케줄링
김상조(Sangjo Kim),김동현(Donghyun Kim),손창민(Changmim Son),김귀순(Kuisoon Kim),김명호(Myungho Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
본 연구에서는 최적화 기법을 이용하여 터보팬 엔진이 설계점 및 탈설계점에서 높은 성능을 가지도록 가변 입구 안내익 및 블리드 공기 스케줄링을 수행하였다. 저 바이패스비 혼합 흐름 터보팬 엔진을 대상으로 성능해석을 수행 하였으며 엔진의 탈설계점 성능 해석을 위해 팬, 압축기 그리고 터빈의 성능 선도를 이용하였다. 유전 알고리즘 이용하여 최적 스케줄을 도출 하였으며 목적 함수는 엔진 비연료소모율로, 설계 변수는 압축기 입구 안내익 각도 및 블리드 공기 유량으로 선정하였다. 압축기 서지마진을 제약 조건으로 정의하였으며 다음 세 제약 조건에 대한 스케줄을 도출하고 결과를 비교하였다. (1)제약이 없는 조건, (2)서지마진 10% 이상, (3)서지마진 15% 이상. The present study is to conduct the optimum scheduling of the variable inlet guide vane (IGV) angle and bleed air flow of a turbofan engine aiming to achieve higher performance at its design and off-design condition. A low bypass ratio, mixed flow turbofan engine was selected for present study. The component performance maps such as fan, compressors and turbines, were used for analysing the off-design engine performance. The optimum schedule was obtained by using the genetic algorithm. The objective function is specific fuel consumption. And the design variables are IGV angle and bleed air flow. The compressor surge margin (SM) was defined as a constraint. The optimization analysis is conducted for three different SM targets; (1)no constraint, (2)more than SM 10%, (3) more than SM 15%.
김상조(Sangjo Kim),김동현(Donghyun Kim),김귀순(Kuisoon Kim),손창민(Changmin Son),김유일(YouIl Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
항공기 성능해석을 하기 위해서는 엔진 상세 데이터가 필수적으로 요구된다. 하지만 이러한 엔진 상세 데이터는 항공회사의 경험으로 축적된 자산이기 때문에 엔진 성능 정보를 구하기 어렵다. 본 연구에서는 일반적으로 공개된 자료와 문헌정보를 이용하여 혼합흐름 터보팬 엔진 성능 모델을 구축하고 결과를 비교하였다. The details of engine data are essentially needed for engine modeling and simulation. But, the engine data are kept secret because the information is company’s experiential property. In this paper performed the performance modeling of the mixed flow turbofan engine cycles from the general available engine data, and verify the validity.
가변 안내익 및 정익을 가지는 소형 터보팬 엔진의 성능예측을 위한 통합 해석법 연구
김상조(Sangjo Kim),김동현(Donghyun Kim),손창민(Changmin Son),김귀순(Kuisoon Kim),김유일(YouIl Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회지 Vol.16 No.4
The present study is aimed to develop an integrated performance analysis approach for the application of a compressor with variable inlet guide vane (VIGV) and vairable stator vane (VSV) in a small turbofan engine. For the integrated analysis approach, an engine performance analysis program, NPSS and a computer program used for predicting of axial flow compressor performance based on stage stacking method, STGSTK were linked with an optimisation package, Isight. This enables off-design performance analysis for the turbofan engine with VIGV and VSV hence provides the capability to predict stable operation condition of the engine with acceptable surge margin.
압축기 정익, 터빈 노즐 가변 메카니즘 및 제어기법 연구
김상조(Sangjo Kim),김동현(Donghyun Kim),배경욱(Kyoungwook Bae),김대일(Dae-il Kim),손창민(Changmin Son),김귀순(Kuisoon Kim),이대우(Daewoo Lee),고정상(Jeungsang Go),최동환(Dong-Whan Choi),김명호(Myungho Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.5
In case of a gas turbine engine for supersonic operation, the engine have a wide range of operating inlet mass flow rate and required high performance such as thrust and fuel consumption. Therefore, variable system and its optimal control logic are essentially needed. In this work, a method for performance prediction of a gas turbine engine with variable system compressor and its control scheme were developed. Conceptual design of compact acuation system for the operation of the variable system was also conducted. The performance of a low-bypass ratio mixed flow turbofan engine was analyzed, and it was observed that the surge margin of the engine is improved at off-design condition by applying the control scheme.
가변 입구 안내익이 있는 축류압축기의 성능예측 방법에 관한 연구
김동현(Donghyun Kim),김상조(Sangjo Kim),김귀순(Kuisoon Kim),손창민(Changmin Son),김유일(You-il Kim),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회지 Vol.16 No.4
In this study, numerical method, stage stacking method based on the result of numerical method and scaled stage stacking method have been applied to predict the performance of a multi-stage axial compressor with inlet guide vane. The results obtained through three different methods for off-design conditions were compared with performance test data. And the effect the angle of variable inlet guide vane was also investigated. The three-dimensional numerical simulation has been performed by using flow analysis program, FLUENT™ 6.3 and the performance prediction based on the stage stacking method has been performed with compressor analysis code from NASA.
김재민(Jaemin Kim),김귀순(Kuisoon Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi),정용운(Yongwun Jung),황인희(In-Hee Hwang) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회지 Vol.12 No.6
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.
터빈 노즐의 Fillet 설치에 따른 가스터빈 엔진의 성능 특성에 관한 연구
김재민(Jaemin Kim),진상욱(Sangwook Jin),김귀순(Kuisoon Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi),김춘택(Chun-Taek Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
터빈 형상에 따른 가스터빈 엔진의 성능을 전산유체역학을 기반으로 하여 개발된 프로그램을 통하여 예측하여 보았다. 압축기, 연소기, 터빈의 상호작용을 고려하여 엔진의 성능을 예측하였다. 압축기와 터빈의 해석은 각각 2차원과 3차원의 Navier-Stokes 방정식을 사용하였다. 연소기에서는 화학평형방정식을 적용하여 온도변화를 계산하였다. 계산은 터빈 노즐의 fillet 설치의 유무에 따라 두 가지 형상을 적용하여 비교하였다. In this study, the effect of turbine geometry on the overall performance of a gas turbine was investigated by computational fluid dynamics. Overall engine performance was predicted through a full engine simulation program which can predict the interactions of the compressor, the combustor and the turbine. The compressor and the turbine analysis code solves 2D and 3D Navier-Stokes equations respectively. The chemical equilibrium code was applied to simulate the combustor. The computations were performed for two different shapes of turbine nozzle. The nozzle shapes adopted a baseline blade and a blade with fillet.