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터보팬 엔진의 성능 경향 분석 및 정비 이력관리에 관한 연구
김성욱(Sunguk Kim),고성희(Seonghee Kho),기자영(Jayoung Ki),최희주(Heeju Choi) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
복잡한 구조를 갖고 있는 터보팬 엔진은 고온, 고압 그리고 고회전과 같은 극한의 환경에서 작동한다. 극한 환경에서 장시간동안 엔진을 운전할 경우, 엔진 성능의 저하와 고장 가능성 증가를 야기한다. 이와 같은 문제를 보완하기 위해서는 엔진 주요변수들을 감시하고 진단하여 상태예측을 할 수 있는 엔진 상태 감시 시스템을 구성하여야 한다. 이러한 시스템은 유지 보수에 대한 비용을 줄이고, 엔진 구성품의 수명을 최적화하는 역할을 수행하고 있다. 본 연구에서는 터보팬 엔진 상태 감시 프로그램인 EHM(Engine Health Management)의 개발을 다루었다. 실제 엔진 시험 데이터를 EHM에 적용하여 엔진의 정비 이력관리와 성능 경향 분석 결과를 나타내었다. The turbo fan engine, which has a complex structure, operates in extreme environments such as high temperature, high pressure and high rotation. Operating the engine in these conditions can result in reduced engine performance and increased possibility of failure. To overcome this problem, it is necessary to construct an engine condition monitoring system that can diagnose major parameters of the engine and predict the state. These systems reduce maintenance costs and optimize the life of engine components. In this study, we have dealt with the study on EHM (Engine Health Management), a engine condition monitoring program. The actual engine test data is applied to the EHM to show the maintenance history of the engine and the performance trend analysis results.
김성욱(Sunguk Kim),김철웅(Cheulwoong Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
H-1 로켓엔진은 달 탐사를 위한 Apollo Project의 첫 로켓인 SaturnⅠ의 1 단에 사용되기 위해 개발되었다. 가스발생기 사이클에 액체산소와 케로신을 추진제로 사용한 H-1 로켓엔진은 추력이 900 kN으로 높은 추력을 발생시킨다. 본 논문에서는 H-1 로켓엔진의 개발 배경과 구조, 엔진의 시동과 운전 그리고 정지 과정에 대한 내용이 포함되어 있다. 조사한 내용을 바탕으로 액체로켓엔진 개발기술에 적용할 수 있는 요소를 분석하는 것이 목적이다. 국내에서도 한국형 발사체의 개발로 인한 액체로켓엔진의 관심이 높아졌기 때문에 H-1 로켓엔진의 개발 사례는 유용한 자료가 될 수 있다. The H-1 rocket engine was developed to be used for the 1st stage of SaturnⅠwhich is the first rocket in the Apollo Project. H-1 rocket engine is a gas generator cycle engine and uses Lox and kerosene for propellant. This paper includes the background of development and the operation sequence for the start, run and stop of the engine. The purpose of this paper is to analyze some elements which can be applicable to the technology of developing the liquid-propellant rocket engine on the basis of the contents in the paper. This development case of H-1 rocket engine can be a useful data since the interest in the liquid-propellant rocket engine rose in our country because of the development of KSLV-Ⅱ.
김성욱(Sunguk Kim),문인상(Insang Moon),하성업(Seong-Up Ha),문일윤(Ilyoon Moon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
다단연소사이클 로켓엔진용 이상유체 분사기의 성능평가를 위해 설계된 산화제과잉 소형 예연소기의 점화시험을 수행하였다. 소형 예연소기는 삼중분사기를 적용하였으며 연소압 10 MPa, 혼합비 60 그리고 케로신 공급유량 5 g/s의 적은 유량 조건에서 작동하도록 설계되었다. 점화방식으로는 접촉발화성 연료와 산화제를 이용한 접촉발화방식을 사용하였으며 TEAB 공급 장치를 고안하여 수회의 연소시험을 가능하게 하였다. 액체산소의 공급유량을 2단으로 조절하여 하드스타트를 방지하였다. 적은 추진제 유량에도 불구하고, 4초간의 정상상태연소를 마쳤다. 연소실 동압섭동은 연소압력의 약 1% 이내로 측정되었다. 시험 결과를 토대로 산화제 과잉 소형 예연소기의 설계점 연소시험을 시행할 계획이다. Ignition test of an oxidizer rich small preburner was conducted to evaluate gas-centered swirl coaxial injector for a staged combustion liquid rocket engine. The small preburner using a triplex injector was designed to be operated in about 10 MPa of combustion, 60 of OF ratio and 5 g/s of flow rate of kerosene. Hypergolic fuel and oxidizer for ignition method were used. Several ignition tests can be performed by developing TEAB supply system. A flow rate of oxidizer was controlled in two stages to prevent the hard start. In spite of little flow rate of kerosene, steady-state combustion for four seconds was complete. Dynamic pressure fluctuation was within 1% of the combustion pressure. Combustion test in design conditions will planned based on test results.
김성욱(Sunguk Kim),문인상(Insang Moon),하성업(Seong-Up Ha),문일윤(Ilyoon Moon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
다단연소사이클 로켓 엔진에서의 예연소기는 터빈과 연소기에 공급되는 가스를 발생시키므로 선행 개발될 필요성을 지니고 있다. 이를 위해 성능과 신뢰도를 평가할 수 있는 연소시험이 필요하며, 시험을 위한 지상연소시험 장치를 구성하였다. 시험에 사용되는 예연소기는 삼중 분사기를 적용하였으며, 연소압 10 MPa, 혼합비 60의 산화제 과잉 소형 예연소기이다. 계측은 혼합 헤드와 연소실에 정압, 동압, 온도센서를 장착하여 실시간으로 측정 및 저장이 되도록 구성하였다. 접촉발화성 추진제 공급 장치를 설비하여 시험에 필요한 절차를 간소화 하였다. It is necessary that pre-development of a preburner for a staged combustion cycle liquid rocket engine because the preburner generates a gas supplying to a turbine and a combustion chamber. For this, Ground combustion tests are needed to evaluate its performance and reliability and ground ombustion test facility was constructed for these tests. The preburner for the ignition test is oxidizer rich using a triplex injector and having designed conditions such as 10 MPa of combustion pressure and 60 of OF ratio. Sensors at the mixing head and the combustion chamber measure quantity and store it in real time. By constructing hypergolic fuel feed system, a sequence for the combustion test was simplified.
이경재(Kyungjae LEE),김성욱(Sunguk KIM),백경미(Kyeongmi BAEK),이동호(Dongho RHEE),강영석(Youngsuk KANG),고성희(Sunghee KHO) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.7
가스터빈엔진의 제어기는 수출입 규제로 인하여 엔진제작사로부터 기술이전이 불가능하여 가스터빈 엔진의 독자개발을 위하여 자체개발이 필요한 분야이다. 한국항공우주연구원에서는 엔진제어로직 연구의 일환으로 소형가스터빈엔진을 활용하여 고장탐구 연구를 진행하였다. 엔진의 지상시험설비를 활용하여 정상상태에서의 엔진의 거동 및 성능을 분석한 후, 제어로직 분석시험 환경을 구축하여 엔진의 각종 고장을 모사한 후, 고장이 발생하였을 때, 해당 엔진이 정상상태와 어떻게 다르게 거동하는지 파악하고 이에 대하여 정리하였다. 이를 통하여 엔진의 각종 이상상태 발생 시에 어떠한 제어로직을 구성해야 하는지 알고자 하였다. The controller of the gas turbine engine is a component that needs to be developed for the development of the gas turbine engine because it is impossible to transfer the technology from the engine manufacturer due to the import and export regulation. As a part of the engine control logic research, the Korea Aerospace Research Institute conducted a failure diagnostic research using a small gas turbine engine. Before simulating the engine fault, the ground test was performed to analyze normal behavior and performance of engine. Afterwards, the control logic analysis test equipment was established to simulate various engine fault. The engine behavior is analyzed with various engine faults to determine what control logic should be configured in case of various abnormal state of engine.
이경재(Kyungjae Lee),김성욱(Sunguk Kim),백경미(Kyeungmi Back),이동호(Dongho Rhee),강영석(Young Seok Kang),고성희(Sunghee Kho) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회지 Vol.25 No.2
The controller of the gas turbine engine is a component that needs to be developed for the development of the gas turbine engine because it is impossible to get the technology transferred from the engine manufacturer due to the import and export regulation. As a part of the engine control logic research, the Korea Aerospace Research Institute conducted a failure diagnostic research using a small gas turbine engine. Before simulating the engine fault, the ground test was performed to analyze normal behavior and performance of engine. Afterwards, the control logic analysis test equipment was established to simulate various engine fault. It is intended to provide background knowledge to engine control logic research for various engine failure conditions.