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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 2012.11
- 수록면
- 158 - 162 (5page)
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초음속 항공기에서의 축소-확대 노즐에 대한 개념설계를 수행하였다. 이를 위하여 가상의 추력 29,000 lbf 급 터보팬엔진을 설정하였으며, Gasturb 12 프로그램을 이용하여 싸이클 해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 계산하였다. 항공기 이륙시의 최대추력에서 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 설계점에서의 성능데이터 및 엔진형상을 이용하여 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m 에 대한 항공기의 운용영역으로부터 탈 설계점 성능해석을 수행하여 각 비행 상태에서의 초음속 노즐의 1차원 기본형상을 도출할 수 있었다.
목차
ABSTRACT
초록
1. 서론
2. 본론
3. 결론
4. 후기
참고문헌
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