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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 1998.12
- 수록면
- 183 - 190 (8page)
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This paper introduces the part of efforts to develop a derivative type turbo-shaft engine from an existing baseline engine for multi-purpose helicopters targeting at 4000㎏ of take-off weight for 10-12 passengers. As a first step in meeting the development goal of increasing the output power to 840hp from 720hp with minimum modification, 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, two stage axial compressors were designed to have the flow rate of 3.04 ㎏/s, the pressure ratio of 2.01 and the 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 공력 형상 설계
4. 블레이드 강도 해석
5. 결론
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