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노즐 형상 변경에 따른 마이크로 터보제트 엔진의 열유동장에 관한 전산해석 및 실험적 연구 -
분야 공학 > 기계공학
저자 이현진 이지현 명노신 김선미 최성만 김원철
발행기관 한국항공우주학회
간행물정보 한국항공우주학회지 2018년, 韓國航空宇宙學會誌 第46卷 第2號, 150page~158page(총9page)
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마이크로 제트엔진 배기노즐 형상변화에 따른 성능특성 -
 
 
목차
부제 : Computational and Experimental Investigation of Thermal Flow Field of Micro Turbojet Engine with Various Nozzle Configurations
ABSTRACT
초록
Ⅰ. 서론
Ⅱ. 본론
Ⅲ. 해석 결과 및 분석
Ⅳ. 결론
References
 
 
국문초록
Numerical simulation and experimental study on the thermal flow field of the micro turbojet engine have been carried out for the purpose of developing infrared reduction technology for aircraft. A circular basic nozzle and five rectangular nozzles with different aspect ratio were considered. The conditions for CFD analysis were derived from the analysis of the engine performance. The temperature distribution of the nozzle plume was measured using a temperature sensing system. The thrust of the rectangular nozzle with the aspect ratio 5 was reduced about 1.8% compared to the circular nozzle, and the thrust decreased with increasing the aspect ratio of the nozzle. In the case of thermal flow field, it was observed that, as the aspect ratio increases, the exhaust plume in the experiment was formed wider than in the CFD analysis.
 
 
영문초록
항공기 추진기관의 적외선 저감기술을 개발할 목적으로 축소모델인 마이크로 터보제트 엔진의 열유동장에 대한 전산해석 및 실험적 연구를 수행하였다. 이를 위해 원형의 기본노즐과 세장비에 따른 5개의 사각형 형상변형 노즐을 고려하였다. 먼저 엔진 성능 분석을 통하여 전산해석을 위한 계산조건을 도출하였다. 또한 전동식 온도 측정 장치를 이용하여 노즐의 정 후방 특정 위치별 열유동장 분포를 측정하였다. 세장비가 5인 사각 노즐의 추력손실은 원형노즐 대비 약 1.8%이었으며, 노즐 출구의 세장비가 커짐에 따라 추력은 대체적으로 감소하는 경향을 확인하였다. 열유동장의 경우, 세장비가 커짐에 따라 해석에 비해 실험에서 배기 플룸이 더 넓게 형성되었다.
 
 
Thermal Flow Field(열유동장), Exhaust Gas Temperature(배기가스 온도), Aspect Ratio(세장비), Infrared Signature(적외선 신호)
 
 
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