마이크로 가스터빈 엔진에 적용된 압축기 공력성능 특징

강영석; 허재성

doi:10.5293/kfma.2021.24.6.047

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자료유형: 학술저널

저자정보: 강영석 (한국항공우주연구원) 허재성 (한국항공우주연구원)

저널정보: 한국유체기계학회 한국유체기계학회 논문집 한국유체기계학회 논문집 제24권 제6호(통권 제129호)

발행연도: 2021.12

수록면: 47 - 55 (9page)

DOI: 10.5293/kfma.2021.24.6.047

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A centrifugal compressor is essentially applicable to a micro gas turbine because it can produce a high-pressure ratio over than 3.0 within a limited geometrical allowance. In this paper, aerodynamic design and internal flow characteristics of the centrifugal compressor were described in detail by comparing them with those of turbocharger compressors. Then a centrifugal compressor design procedure with a pressure ratio of 5.0 at the design point for a 1,000 N thrust micro gas turbine has been introduced and the internal flow field at the design point has been further investigated with CFD methods. High impeller pressure ratio led to high absolute Mach number at the impeller outlet, however, small gap between the impeller outlet and diffuser inlet did not sufficiently recover static pressure and it caused large flow separation region and corresponding total pressure at the diffuser hub. For this reason, it requires sophisticated matching between impeller and diffuser stages in micro gas turbines. Based on the internal flow analysis, ideas for further performance improvements have been proposed while maintaining essential compressor performances.

#Gas Turbine(가스터빈) #Compressor(압축기) #Impeller(임펠러) #Diffuser(디퓨져) #Aerodynamic Design(공력설계)

참고문헌 (27)

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Sehra, Arun K. / 2003 / Revolutionary Propulsion Systems for 21st Century Aviation

이동호 / 2020 / 추력 1,000N 이하급 항공용 마이크로 터보젯 엔진 동향 / 한국유체기계학회 논문집 23(6):25~33

Francis Oppong / An Overview of Micro Gas Turbine Engine Performance Investigation

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