상용 헬리콥터에 장착되는 터보샤프트 엔진은 크게 두가지 섹션으로 구분할 수 있는데 고압 연소가스를 생성하는 가스발생기 파트와 동력전달에 기여하는 동력터빈 파트가 있다. 동력터빈은 저압터빈으로도 불리며 Blade, Disc 등의 회전부와 이러한 회전체 및 베어링 등을 지지하는 정지부로 구성된다.

저압터빈 정지부의 배기부 구조물 (Exhaust Frame)은 오일이 닿는 베어링 지지부 (Bearing housing)와 연결되어 복잡한 형태를 가지고 있다. 고온의 주 유로 영역과 상대적으로 차가운 섬프 영역이 공존하기 때문에 큰 온도 구배가 발생한다. 또한, 바깥쪽 케이싱 지지부에서도 마찬가지로 양단의 높은 온도차로 인한 열응력이 존재한다. 전체 Mission Cycle 운용시에 일반적으로 엔진 시동 시에 온도구배가 가장 심화되며 정상 상태 모사시에 드러나지 않았던 수명 문제를 야기할 수 있으므로 비정상 특성 관찰이 필수적으로 고려되어야 한다.

본 연구에서는 실제 엔진 운용시 구조물이 받는 열적 특성을 관찰하기 위하여 저압터빈 정지부에 대한 비정상 열해석을 수행하고 그 결과를 분석하였다.