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This paper introduces the part of efforts to develop a derivative type turboshaft engine from an existing baseline engine for multi-purpose helicopters aiming at 4000㎏ of take-off weight for 10-12 passengers. As a first step in meeting the development goal of increasing the output power from 720hp to 840hp with minimum modification, a two stage axial compressor was redesigned to obtain the higher pressure ratio by removing the inlet guide vane and increasing the chord length. As a result, a two stage axial compressor was designed to facilitate a flow rate of 3.04㎏/s, a pressure ratio of 2.01 and an adiabatic efficiency of 85%. Its performance tests were carried out and verification of test results and redesign are under progress. Aerodynamic and structural analyses of the preliminary design are mainly described in this paper.
목차
ABSTRACT
1. 서론
2. 헬리콥터 엔진용 2단 축류압축기 개량설계 및 해석
3. 초기 압축기 변수에 따른 블레이드 공력형상 설계
4. 블레이드 강도 해석
5. 결론
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