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SIMULINK를 이용한 분리형 노즐을 갖는 터보팬엔진 성능모델 구성 및 탈설계점 성능 해석
공창덕(Changduk Kong),박길수(Gilsu Park),이경선(Kyungsun Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
본 연구에서 중형 상용민간항공기 추진진기관인 분리형 노즐을 갖는 2 스풀 터보팬 엔진인 BR715-56의 정상 성능모델을 구성 및 탈설계점 성능해석이 상용코드인 MATLAB/SIMULINK를 이용하여 엔진성능특성과 엔진진단을 위해 수행되었다. 먼저 팬, 고압압축기, 고압터빈, 저압터빈 구성품 성능 맵들이 축척방법을 이용하여 유사성능 맵들을 축척하여 생성되었고 다음 탈설계점 성능모사 프로그램이 구성품들 간 유량과 일 조화에 의해 구성되었다. 모델은 용이한 정상 및 동적 모사와 사용자 편의의 장점을 갖는 SIMULINK 프로그램을 이용하여 개발되었다. 제안한 모델에 의한 탈설계점 해석 결과들은 다양한 작동 조건들에서 GASTURB에 의한 해석 결과들과 잘 일치함이 확인 되었다. In this work, a steady-state performance modeling and off-design performance analysis of the 2-spool separate jet turbofan engine named BR715-56 which is a power plant for the narrow body commercial aircraft is carried out for engine performance behaviors investigation and condition monitoring using a commercial code MATLAB/SIMULINK. Firstly, the engine component maps of fan, high pressure compressor, high pressure turbine and low pressure turbine are generated from similar component maps using the scaling method, and then the off-design performance simulation model is constructed by the mass flow matching and the work matching between components. The model is developed using SIMULINK, which has advantages of easy steady-stare and dynamic modelling and user friendly interface function. It is found that the off-design performance analysis results using the proposed model are well agreed with the performance analysis results by GASTURB at various operating conditions.
실험데이터 기반 마이크로 가스터빈엔진 탈 설계점 성능해석
김승재,최성만,이동호 한국추진공학회 2018 한국추진공학회지 Vol.22 No.6
가스터빈엔진의 탈설계점 운전 성능해석을 수행하기 위해서는 구성품의 성능 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 연구에서는 가스터빈의 성능특성을 이해하기 위하여 마이크로 가스터빈엔진 성능시험장치를 구축하였다. 구축된 마이크로 가스터빈 시험 장치를 이용하여 엔진의 회전수에 따른 유동장내의 온도와 압력 데이터를 수집하였으며, 수집된 실험 데이터를 이용하여 압축기 성능선도를 구성하였다. 터빈 출구부에서 배기가스를 포집하여 연소효율을 계산하였다. 구성된 압축기 성능선도와 연소효율을 GasTurb 성능해석 소프트웨어에 적용하여 지상 정지시의 탈설계점 성능해석을 수행하였고, 측정된 엔진성능데이터와 비교분석을 수행하였다. It is essential to understand the characteristics of gas turbine components in order to carry out an off-design analysis of a gas turbine engine. In this study, a micro gas turbine engine test system was constructed to understand the performance characteristics of gas turbines. The temperature and pressure in the flow path of the micro gas turbine was collected by measuring the engine spool speed, and a compressor map was constructed by using the experimental data. The exhaust gas was collected at the turbine outlet and the combustion efficiency was calculated. An off-design performance analysis at ground static was performed using GasTurb software by applying the compressor map and combustion efficiency obtained from the experimental data. Futhermore, we compared and evaluated the analysis results with engine operating data.
SIMULINK를 이용한 2-스풀 분리형 배기방식 터보팬 엔진의 구성품 성능맵 생성 및 성능모사에 관한 연구
공창덕(Changduk Kong),강명철(MyoungCheol Kang),박광림(Gwanglim Park) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.1
In this work, a steady-state performance modeling and off-design performance analysis of the 2-spool separate-flow turbofan engine named (BR715-56) which is a power plant for the narrow body commercial aircraft is carried out for engine performance behaviors investigation and condition monitoring using a commercial code MATLAB/SIMULINK. Firstly, the engine component maps of fan, high pressure compressor, high pressure turbine and low pressure turbine are generated from similar component maps using the scaling method, and then the off-design performance simulation model is constructed by the mass flow matching and the work matching between components. The model is developed using SIMULINK, which has advantages of easy steady-stare and dynamic modelling and user friendly interface function. It is found that the off-design performance analysis results using the proposed model are well agreed with the performance analysis results by GASTURB at various operating conditions.
2스풀 분리 배기 방식 엔진의 정상상태 성능모사 및 작동 진단
추교승,성홍계 항공우주시스템공학회 2019 항공우주시스템공학회지 Vol.13 No.1
There is a growing interest in engine diagnostic technology for gas turbine engines. An engine simulation program, precisely simulating the engine performance, is required in order to apply it to the engine diagnosis technology for engine health monitoring. In particular, the simulation program can predict not only design point performance but also off-design point and partial load performance in accurate. So the engine simulation program for the 2-spool separate flow type turbofan engine was developed and the JT9D-7R4G engine of PW(Pratt & Whitney) was analyzed. The steady-sate performance analysis is conducted at both design and off-design points in flight path and the differences between analysis results of takeoff and cruise conditions are compared. The effect of Reynold’s correction method was analyzed as a scaling method of the engine component performance. The simulation results was compared with NPSS 가스터빈 엔진에 대한 엔진 진단기술에 대한 관심이 높아지고 있으며, 엔진 건전성 진단기술에 적용 가능한 정확한 엔진 성능모사 프로그램의 중요성은 점점 더 커지고 있다. 이를 위한 엔진 성능모사는 설계점 해석으로부터 시작하여 탈설계점 성능모사, 부분부하 성능모사를 정확하게 수행해야 할 필요가 있다. 이에 따라 본 연구에서는 2-스풀 분리 배기 방식 터보팬 엔진에 대한 엔진 시뮬레이션 프로그램을 개발하고 PW(Pratt & Whitney)사의 JT9D-7R4G 엔진을 해석하였다. 각 비행영역에서의 설계점과 탈설계점에서의 정상상태 성능모사를 수행하고, 최대이륙조건 설계점과 순항상태 설계점의 해석결과의 차이를 비교하였다. 또한 구성품 성능선도 축척법 중 하나인 Reynold’s Correction의 효과를 분석하였다. 개발된 프로그램의 결과와 NPSS의 결과를 비교하여 프로그램을 검증하였다.
김종관(J.-G. Kim),장근진(G.-J. Jang),김성돈(S.-D. Kim),최정열(J.-Y. Choi),권민찬(M. C. Kwon),김명호(M.-H. Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
압축성 유체역학 이론에 기초한 초음속 공기 흡입구 개념설계 및 탈설계점 성능 예측 프로그램을 개발하였으며, batch 프로세스를 이용하여 별도의 상용 프로그램을 이용한 후처리까지 일괄 처리하도록 패키지를 구성하였다. 본 논문에서는 마하수 3.0 조건에서 출입구 면적비에 따른 축대칭 및 사각형 흡입구 설계 결과를 제시하였으며, 이 결과를 바탕으로 한 탈설계점 성능 예측 결과를 제시하였다. A design tool is developed for the conceptual design of the supersonic air intake based on the compressible fluid dynamics theories. A performance prediction tool is also incorporated into to the code to evaluate the performance at off-design conditions. The package includes the post-processing by a separate commercial program by using a batch process. Axi-symmetric and rectangular intake designs are presented at Mach number 3.0 flight condition using the ratio of exit area /capture area as design variable. The off-design performance of the designs are also presented.
조수용,최범석,임형수 한국유체기계학회 2019 한국유체기계학회 논문집 Vol.22 No.6
Recently, radial-type turbine, which adopted refrigerant instead of air as the working fluid, is applied for power generation from renewable energy such as waste heat or solar energy. A lot of researches on the radial-type turbine used various working fluid have been progressed. In this study, several loss models are used to perform the performance prediction of turbines. The effects of each loss model are investigated and the correct direction for performance prediction is suggested. For this purpose, the loss at the nozzle, the expansion loss at the trailing edge of the nozzle, the loss in the vaneless space, the profile loss at the rotor, the incident loss, the windage loss, the tip clearance loss, and the rotor trailing edge loss are applied. The results of the performance prediction are compared with the previous experimental results. The most influential loss is the profile loss, and the difference of the prediction result occurs according to the profile loss model.