베아링의 剛性變化에 따른 航空機가스 터어빈 回轉軸의 臨界速度에 關한 硏究

孔昌德 단국대학교 대학원 1982 學術論叢 Vol.6 No.-

When someone designs the shaft-disk system of a gasturbine, especially in the case of aircraft, the precise analysis of the critical speed of the shaft-disk system is a very important design point. Therefore, to analyze this more precisely, this paper considers the effect of the bearing stiffness. Generally, bearing stiffness values for the typical gasturbine for airplanes are approximately 10^3 lbf/in to 10^7 lbf/in. According to results of the analysis for the shaft system of the P201 gasturbine, if the bearing stiffness is less than 10^7 lbf/in, critical speeds of the shaft system decrease relative to a rigid bearing. But, if the bearing stiffness is more than 10^5 lbf/in, critical speeds approach the critical speed of a shaft system with a rigid bearing stiffness. To prove the above analytical results, an experiment has been carried out by the lateral viration measuring equipment. Though the gyroscopic effect was neglected, their results agreed well within 12% deviations.

구조시험을 통한 대형 복합재 회전날개 구조물의 수명예측 및 설계 개선에 관한 연구

공창덕,방조혁,정종철 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2000 機械技術硏究 Vol.3 No.1

본 연구에서는 750kW급 수평축 풍력발전용 복합체 회전날개를 우리나라의 풍황에 적합하도록 설계하였다. 설계된 결과는 선형정적해석, 고유치 해석, 죄굴해석등을 통하여 안전성 여부를 확인하였으며 이를 실제 제작하여 구조시험을 수행하였다. 하중의 적용은 한 점 집중하중으로 하였으며 하중 크기는 풍속 20m/s에서의 돌풍을 고려한 공력 하중을 바탕으로 하여 계산하였다. 시험 시 치공구에 의한 국부적 파괴, 후연 부근의 국부 좌굴, 과도한 처짐 등의 문제점이 발생하였으며 이를 개선하기위한 개선설계를 수행하였다. 주된 설계내용으로는 과도한 무게와 처짐을 위한 섬유적층방법의 변화에 따른 구조 설계개선이다. 현재 개선설계결과로 제작된 회전날개를 전라남도 무안에 위치해있는 풍력발전단지에 설치하고 운용 중에 있으며 양호한 성능으로 발전되고 있다. In this study, the 750kW scale composite blade for the horizontal axis wind turbine system was designed. The design result was confirmed by the stress analysis, the modal analysis and the buckling analysis with Finite Element Method. In order to evaluate the structural analysis results, it was tested by the specific structural test rig for the composite blade. Applied loads for the test were the point-concentrated loads, which were considered to the extreme aerodynamic loads due to various wind speeds during operation. In the test, it was found that local buckling on the trailing edge at 0.67R station and excessive deflection of the blade tip phenomena were happened. Therefore the blade structure design was modified to solve these problems. Modified wind turbine blades were manufactured, and retested. Finally through the field test by the complete wind turbine system, the structural design was confirmed.

피로 수명을 고려한 복합재 풍력터빈 블레이드의 구조설계 및 실물 정하중 시험에 관한 연구

공창덕,방조혁 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2002 機械技術硏究 Vol.5 No.2

본 연구에서는 풍력발전 시스템에 관련된 IEC61400-1 국제규격과 GL 규격에 정의된 다양한 Load Case가 고려되었고, 이러한 하중들을 효과적으로 견딜 수 있는 특별한 복합재 구조형상이 제안되었다. 복합재 풍력터빈 블레이드 구조에 대한 평가를 위한 유한요소 구조해석이 수행되었다. 구조설계에서는 파라메트릭 연구를 통해 블레이드 구조형상을 결정하였고, 대부분의 주요 설계 파라미터가 결정되었다. FEM을 이용한 응력해석에서는 설계된 블레이드 구조는 어떠한 Load Case에 대해서도 안전하다는 것이 확인되었다. 뿐만아니라, 본 연구에 의해 새롭게 고안된 삽입볼트를 사용한 허브 연결부위의 설계하중과 피로하중에 대한 안정성이 검토되었다. 잘 알려진 S-N 선형 손상 방법, 하중 스펙트럼 및 Spera의 실험식에 의해 20년 이상의 피로수명이 예측되었다. 몇 개의 집중하중으로 모사된 공력하중에 대한 실물 정적구조시험이 수행되었다. 실험결과로부터 설계된 블레이드는 구조적으로 안전함을 확인하였다. 연구된 블레이드는 독일의 국제적 인증기관인 GL에 의해 성공적으로 인증되었다. In this study, the various load cases specified by the IEC61400-1 international specification and GL Regulations for the wind energy conversion system were considered, and a specific composite structure configuration which can effectively endure various loads was proposed. In order to evaluate the structure, the structural analysis for the composite wind turbine blade were performed using the finite element method(FEM). In the structural design, the acceptable blade structural configuration was determined through the parametric studies, and the most dominant design parameters were confirmed. In the stress analysis using the FEM, it was confirmed that the blade structure was safe and stable in any various load cases. Moreover the safety of the blade root joint with insert bolts, newly devised in this study, was checked against the design load and the fatigue. The fatigue life for operating more than 20 years was estimated by using the well-known S-N linear damage equation, the load spectrum and Speras empirical equations. The full-scale static structural test was performed with the simulated aerodynamic loads. From the experimental results, it was found that the designed blade had the structural integrity. Furthermore the measured results were well agreed with the analytical results such as deflections, strains, the mass and the radial center of gravity. The studied blade was successfully certified by and international certification institute, GL, of Germany.

우주 유연 붐의 열적 환경 변화 및 대기압과 진공 챔버내에서 열 유기 진동에 관한 실험적 연구

Y. Sugiyama,공창덕,박현범,오경원 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2004 機械技術硏究 Vol.7 No.2

본 연구에서는 인공위성 성능에 주요한 영향을 미칠 수 있는 열 유기에 따른 진동 현상을 이론적으로 규명하고 실험을 통하여 조사하였다. 유연 붐의 지상실험 장치에서 실험을 하였으며 특히 우주 환경과 유사한 진공 환경을 제공하여 대기에서의 열 유기 진동현상과 비교하였다. 대기 조건에서 열 유기 진동 실험 후 수치해석과 실험과 비교분석했으며, 진공조건에서 열 유기 진동 실험 후 실험결과를 분석하였다. The Coupled thermal-structural response of a rapidly heated model spacecraft boom was studied both experimentally and computationally. Two types of test were conducted during the study: (1) thermally-induced vibration in atmospheric (2) thermally-induced vibration in vacuum. The test results that were to explain the phenomena of the thermally-induced vibration for the flexible space structure due to abrupt change of radiation heating circumstance. In order to investigate this. numerical approaches on the simplified flexible tube were compared with experimental test results at the various ground experimental facility. In this analyze, it was found that the thermal deformation occurred firstly due to fast radiation heating of flexible structure and then the thermally-induced vibration would be induced due to small periodic change of temperature.

CRW형식 무인항공기 추진시스템의 밸브작동을 고려한 비행모드 전환에 따른 천이성능 특성 연구

공창덕,박종하,강명철,양수석 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2005 機械技術硏究 Vol.8 No.1

본 연구는 CRW형식 무인항공기 추진시스템의 밸브작동을 고려한 비행모드에 따른 천이 성능특성을 파악하기 위해 SIMULINK를 이용하여 모델링 하였다. 주 엔진시스템의 천이 모사에는 ICV방법이 적용되었다. 그리고 밸브시스템은 로터리 덕트와 메인 덕트로 빠져나가는 유량을 제어하는 시스템으로서 밸브를 통해 로터리 덕트로 빠져나가는 유량과 메인 덕트를 빠져나가는 유량의 합은 터빈의 출구 유량과 같다는 가정하에 수행되었으며, 이 때 밸브각 변화에 따른 손실, 유량 및 유효면적 등이 고려되었다. 성능해석은 비행 천이 영역인 고도 1Km 비행마하수 0.1에서 엔진최대회전수시 회전익 모드에서 고정익 모드로 변환시외 고정익 모드에서 회전익 모드로 변환 경우들이 수행되었다. In order to investigate transient behaviour of the CRW(Canard Rotor Wing) type UAV(Unmanned Aerial Vehicles) propulsion system during flight mode transition considering flow control valve operation, the propulsion system was modelled using SIMULINK commercial program. For transient simulation of the main engine system, the ICV(Inter-Component Volume) method was applied. The valve system is to control the gas flow of the rotary duct system and the main duct system, and the analysis was performed with an assumption that the total gas mass flow of the main engine is the same as summation of the rotary duct flow and the main duct flow, and with consideration of valve loss, flow rate and effective area in valve angle variation. The performance analysis was carried out during flight mode transitions from the rotary flight mode to the fixed wing flight mode and vice versa mode at altitude of 1Km, flight Mach number 0.1 and maximum engine rpm.

선형 GPA 기법을 이용한 터보프롭엔진의 성능 측정변수 최적화 연구

공창덕,기자영,신현기 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2000 機械技術硏究 Vol.3 No.1

소·중형 산업용 항공기나 초등 훈련기용으로 많이 이용되고 있는 터보프롭 엔진의 정상 상태 성능해석 프로그램을 개발하고 성능진단을 위해 선형 GPA 기법을 적용하였다. 정상상태 성능해석 프로그램의 검증을 위해 상용 정상상태 해석 프로그램인 TURBOMARCH 해석결과와 비교하였다. 지상정지조건에서의 성능 및 비행마하수에 따른 출력 등을 비교한 결과 각 구성품의 입, 출구 온도 및 압력, 출력등에서는 약 3%이하의 오차율을 보였으며, 마하수 변화에 따른 출력 비교에서도 최대오차율 2.4% 이내로 프로그램의 신뢰성을 확인하였고 고도와 비행마하수에 따른 성능해석을 수행하였다. 선형 GPA 기법의 계측변수의 선정에 따른 정확성을 알기위해 종속변수의 선정을 다르게 하여 오차율을 알아보았다. 성능저하 원인으로는 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. 해석결과 계측기 변수가 많을수록 RMS 오차가 적었으며 같은 수의 계측기 변수라 하더라도 어떠한 변수를 계측하는가에 따라 오차율이 달라짐을 알 수 있었다. 비교적 오차율이 적으면서 경제성이 있는 경우는 8개의 측정변수를 이용한 경우로 최적의 계측기 수 및 계측기 변수 선정이 중요함을 알 수 있었다. The steady-state performance analysis program for turboprop engine which was used for a small, middle industrial aircraft and a basic trainer aircraft was developed and linear Gas Path Analysis method was applied to Engine Health Monitoring for Turboprop engine. This program was compared with TURBOMARCH program which is well known with performance and power according to flight Mach No. at the standard atmospheric condition to prove a steady-state performance analysis program. From the result, inlet, exit temperature and pressure of each component had error within 3% and especially power according to flight Mach No. had error within 2.4% so that this program could be assured. To make sure if linear Gas Path Analysis is reasonable four cases were selected. The first is the case that fouling is occurred in compressor only. The second is the case that fouling is occurred in compressor and erosion is occurred in turbine. The third is the case that erosion is occurred in both compressor and turbine and power turbine at the same time. Finally, the case that fouling and erosion are occurred in compressor, compressor turbine and power turbine was selected. Different parameters were selected impartially among the independent parameters so that the effect of measurement parameter selection was observed. From the result, the more measurement parameters the smaller RMS error and even though the number of measurement parameters was the same, the RMS error was obtained differently according to which measurement parameters were selected. The case using eight instrument parameters of case Ⅳ-4 had small error comparably and was economic and it was important to select optimal number of measurement and optimal measurement parameters.

Ni기 초내열 합금의 일방향응고한 공정 복합 재료의 열적 안정성

이현규,공창덕 朝鮮大學校 機械技術硏究所 1998 機械技術硏究 Vol.1 No.1

Ni/Ni3AI-Ni3Nb(γ/γ' -δ), Ni-Ni3Nb(γ-δ) eutectic composite were unidirectionally solidified and the effect of interlamellar spacing on microstructural stability at high temperature, hardness variation with growth rate was studied. The interlamellar spacing(λ) in superalloy eutectic compoites was varied with the growth rate(R) according to "λ2R=Constant" relationship. From the results of isothermal heat treatments for superalloy eutectic composites used in this study, it could be seen that the microstructural stability at high temperatures improves as the interlamellar spacing increases. The hardness improved as the growth rate increased.

탄소/에폭시 복합재판의 압축강도 두께효과에 대한 연구

이정환,공창덕,오경원,Soutis, C. 朝鮮大學校 機械技術硏究所 2004 機械技術硏究 Vol.7 No.1

본 연구에서 복합재료의 압축강도에 대한 두께 효과가 〔0₄〕ns,〔45/0/-45/90〕ns and 〔45n/0n/-45n/90n〕s (n = 2 to 8)등의 적층방법을 이용하여 체계적인 실험을 통해 조사되었다. 엇교차 대칭 복합재판의 파괴강도에 대한 적층순서효과도 조사되었다. 이를 위해 2종류의 다른 스케일링을 갖는 (1) 플라이레벨 기법인 〔45n/0n/-45n/90n〕s과 (2)서브라미네이트-레벨기법인 〔45/0/-45/90〕ns가 적용되었다. 일방향 적층시편 〔0₄〕ns과 플라이레벨인 〔45n/0n/-45n/90n〕s에는 분명한 두께효과를 나타내었다. 그러나 서브라미네이트레벨인. 〔45/0/-45/90〕ns의 압축강도는 시편의 두께의 변화에도 불구하고 별 영향을 나타 나지 않았으며,서브라미네이트-레벨 시편에서 구한강도가 플라이-레벨 시편에서 구한 강도보다 약간 높았다. 측정된 파괴강도는 예측 값과 비교되었다. In this study, the effect of laminate thickness on the compressive behaviour of composite materials was investigated through systematic experimental work using the stacking sequences, 〔0₄〕ns, 〔45/0/-45/90〕ns and 〔45n/0n/-45n/90n〕 s (n = 2 to 8). The stacking sequence effects on failure strength of multidirectional laminates were examined. For this purpose, two different scaling techniques were used: (1) ply-level technique 〔45n/0n/-45n/90n〕s and (2) sublaminate level technique [45/0/-45/90]ns. An apparent thickness effect existed in the lay-up with blocked plies, i.e. unidirectional specimens ([0₄]ns) and ply-level scaled multidirectional specimens (〔45n/0n/-45n/90n〕s). From the investigation of the stacking sequence effect, the strength values obtained from the sublaminate level scaled specimens were slightly higher than those obtained from the ply level scaled specimens. The measured failure strengths were compared with the predicted values.

의사 등방성 복합재료 적층판의 정 강도 해석

김인권(Kim In-Gwon),공창덕(Kong Chang-Duk),장병섭(Jang Byung-Sub) 대한기계학회 2001 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2001 No.3

The purpose of this work is to investigate the static strength, the stress distribution, and the failure process of quasi-isotropic composite laminates made of two different matrices when loading directions are changed. We carried out static tests of [0/-60/+60]<SUB>s</SUB> and [+30/-30/90]<SUB>s</SUB> laminates. Two types of matrices used are AS4/epoxy and AS4/PEEK. The damage mechanisms of the quasi-isotropic laminate, [0/-60/+60]<SUB>s</SUB> strongly depend on the load direction applied to the laminate.

Study on Comparison of Atmospheric and Vacuum Environment of Thermally-Induced Vibration Using Vacuum Chamber

Kong, Chang-Duk,Park, Hyun-Bum,Lee, Ha-Seaung The Korean Society for Aeronautical and Space Scie 2010 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.11 No.1

The present paper studies the thermally-induced vibration phenomenon of the flexible space boom structure. In order to simulate the thermally-induced vibration phenomenon of the flexible thin boom structure of the spacecraft with the attached tip mass in space, the thermally-induced vibration including thermal flutter is experimentally investigated at various thermal environments using a heating lamp in vacuum chamber. In this experimental study, fluctuating characteristics, natural frequency and thermal strains of the thermally-induced vibration are parametrically investigated at various thermal environment conditions. Finally the thermally-induced vibration of the flexible boom structure of the orbiting earth satellite in solar radiation environment from the earth eclipse region including umbra and penumbra is simulated using the power control of the heating lamp in the vacuum chamber.