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자료유형
학술저널
저자정보
강영석 (한국항공우주연구원) 전용민 (한국항공우주연구원) 김재환 (한국항공우주연구원)
저널정보
한국유체기계학회 한국유체기계학회 논문집 한국유체기계학회 논문집 제21권 제2호(통권 제107호)
발행연도
2018.4
수록면
19 - 26 (8page)
DOI
10.5293/kfma.2018.21.2.019

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Aerodynamic design of turbomachines inside a small turboshaft engine has been performed. The engine is a twin spool turboshaft engine, which consists of a gas generator and axial type power turbine followed by. The gas generator consists of a centrifugal compressor-radial turbine spool. To minimize specific fuel consumption of the engine, heat exchange occurs between compressor outlet air and power turbine exhaust gas. To supply sufficiently decelerated and radially de-swirled flow to the heat exchanger, two-staged cascade diffuser was introduced at the compressor diffuser row. Mass flow rate is controlled by the radial turbine nozzle throat. The design results showed that aerodynamic performances are higher than design requirements. For this reason, stage matching between adjacent components is required. In this study, stage matching between the radial turbine and the power turbine was considered. CFD result revealed that flow capacity of the axial turbine is high for adequate stage matching, so flow path has been adjusted to produce required power both from radial and axial turbines.

목차

ABSTRACT
1. 서론
2. 터보기계 공력설계
3. 결론
참고문헌

참고문헌 (11)

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