• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.908-911
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• 2011

Aircraft Auxiliary Power Unit can start and operate using not only main fuel(JP-8) but also specified emergency fuels for emergency operation. In oder to verify emergency fuel requirement, emergency fuel test using commercial diesel fuel was performed. Changes in specific fuel consumption due to use of diesel fuel are 3.5%~7.8%, which satisfied requirement. Diesel fuel showed similar starting characteristic to the JP-8. The specific fuel consumption of diesel increased by 2.0%~3.4% compared with that of JP-8.

• Journal of Biosystems Engineering
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• v.4 no.1
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• pp.35-47
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• 1979

수자원과 에너지는 식량 생산에 직접 간접으로 큰 영향을 미치고 있으며 또한 1973년 에너지 위기 이후 농업에 사용된 에너지가 효율적으로 사용되었는가에 대한 연구는 농공학자들의 큰 관심이 되어왔다. 본 연구는 필리핀의 수작농업에 있어서 경운정지시 관개에 따른 토양경도의 변화와 , 토양경도와 연료소모율과의 관계를 구명하고, 에너지와 관개수의 효율적인 이용을 연구하고저 건기와 우기에 각각 수행되었으며 그의 결과를 요약하면 다음과 같다. 가. 건기 1) 관개시작후 1-2일간 토양의 수분함량이 증가함에 다라 토양의 경도는 급격히 감소하였으며, 관개 3일째는 온난한 감소를 ,그리고 4일째부터는 거의 변화가 없었다. 2) 토양의 경도에 따라 경운작업시 연료감소율, 기계의 작업성능에 큰 차가 있었으며 , 관개 3일후 토양의 수분함량과 토양의 경도가 안정됨에 따라 각 처리간의 연료의 소모율과 기계의 작업성능도 비슷하였다. 3) IRRI 5 Hp 경운기는 관개수로 인해 경도가 낮아진 토양에서도 이동성 문제가 없을 만큼 충분히 경량이었다. 4) 관개수의 양의 따라 처리별로 경운전 토양의 전단력에 큰 차가 있었으나 , 경운정지작업후의 토양전단력은 전처리에 있어서 거의 비슷하였다. 이는 경운정지작업시 처리간의 연료소모율, 기계의 작업성능의 차로 설명될 수 있다. 5) 경운정지시의 토양상태는 식물의 생육, 잡초의 발생율에 거의 영향을 미치지 않았다. 6) 본 실험은 한가지 토양형식에 대해 수행되었으며 앞으로 여러 토양형식에 대해 이와 같은실험을 수행하여 토양형식에 따른 수분함량, 토양경도, 에너지 소모율들의 관계를 구명하여 관개수의 효율적인 이용이 가능하리라 사료된다. 나. 우기 1) 경운작업전에 이미 토양이 수분으로 포함되어 있는 상태이었으므로, 추가의 관개수가 토양의 경도, 기계의 작업성능, 연료소모율에 영향을 미치지 않았다. 2) 경운정지기간이 가장 짧았던 처리구(3일) 에 있어서 경운정지후 토양전단력이 다른 3 처리에 비해 크게 나타났다. 식물의 생육 또한 타처리에 비해 저조했으며 잡초발생율도 높았다. 3) 경운정지기간이 가장 짧았던 처리구(3일)을 제외한 3처리 간에는 연료소모율, 식물생육, 잡초발생율등이 거의 비슷하였으며, 우기에는 위의 3 처리 중 11 간의 경운정지기간이 가장 효율적인 것으로 나타났다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.2
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• pp.23-28
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• 2011

The engine ground and altitude tests were carried out to investigate the effect of jet fuel alteration on the performance of a small turbojet engine. JP-S was supplied 8% higher than JP-8 by fuel metering system at the same command. The employment of JP-S showed the similar starting characteristic to that of JP-8, however, difference in the ignition time and acceleration rate of engine speed due to the difference of fuel flow rate by fuel metering system was observed. In spite of jet fuel alteration, the test results yield the similar steady-state engine performance in net thrust, air flow, exhaust gas temperature, etc. On the other hand, the fuel consumption of JP-S increased by 5 % compared with that of JP-8. In point of specific fuel consumption (SFC), SFC of JP-S was approximately 1.1~2.6 %, 5 % higher than that of JP-8 in ground and altitude tests respectively at the same thrust.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.410-415
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• 2010

The engine ground and altitude tests were carried out to investigate the effect of jet fuel alteration on the performance of a small turbojet engine. JP-S was supplied 8% higher than JP-8 by fuel metering system at the same command. The employment of JP-S showed the similar starting characteristic to that of JP-8, however, difference in the ignition time and acceleration rate of engine speed due to the difference of fuel flow rate by fuel metering system was observed. In spite of jet fuel alteration, the test results yield the similar Steady-State engine performance in Net thrust, Air flow, Exhaust Gas Temperature, etc. On the other hand, the Fuel consumption of JP-S increased by 5 % compared with that of JP-8. In point of Specific Fuel Consumption (SFC), SFC of JP-S was approximately 1.1~2.6 %, 5 % higher than that of JP-8 in ground and altitude tests respectively at the same thrust.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.389-392
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• 2011

In this study, the engine performance data was extracted and analyzed through the flight test of Smart UAV which is tilt rotor aircraft. The flight test was conducted for the transition flight regime where the tilt angle of prop-rotor varies from 90 degree to 0 degree and vice versa. The engine performance data such as engine power and specific fuel consumption gathered from flight tests were compared well with the results of engine performance analysis program.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2001.04a
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• pp.63-67
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• 2001

초등훈련기 KT-1의 주 추진기관인 터보프롭엔진(PT6A-62)의 정상상태성능해석 프로그램을 개발 하였다. 비행 마하수 0의 조건에서 장착손실을 고려하여 정상상태 성능해석을 수행하였다. 해석결과는 엔진 제작사에서 제시한 성능 및 상용 정상상태 성능해석 프로그램인 GASTURB와 비교하였다. 해석결과 공기유량, 축마력은 고도상승시 감소함을 나타내었고 비 연료 소모율은 미소한 상승을 확인할 수 있었다. 장착조건과 비 장착 조건의 비교 결과 엔진 전체 손실이 증가할수록 축 마력은 감소하고 비 연료 소모율은 증가함을 확인할 수 있었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.5
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• pp.118-126
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• 2002

The Altitude Engine Test Facility(AETF) was built at the Korea Aerospace Research Institute and has been being operated for the gas turbine engines in the class of 3,000 lbf thrust. To enhance the confidence level of AETF to the international level, a series of studies and facility modification have been conducted to improve the measurement uncertainty and reliability. In this paper, some part of the facility evaluation tests performed with a single spool turbojet engine are introduced. Tests were performed simulating the flight conditions as steady state, sea level for various flight speeds (i.e., Mn=0.3, 0.5, 0.7, 0.9). The obtained test results are compared with the predicted values of the engine DECK. The measurement uncertainties of airflow, net thrust, fuel flow and SFC showed 0.791~0.914%, 0.851~1.706%, 1.372~7.348% and 1.642~5.205%, respectively. Thus, from this research, the improvement methods of uncertainties on AETF has been confirmed.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.4
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• pp.326-333
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• 2015

A turbo fan engine performance analysis program combined with a particle swarm optimization(PSO) has been developed to optimize the major design parameters of the combat aircraft gas turbine engine. The optimized parameters includes bypass ratio, fan pressure ratio, high pressure compression ratio and burner exit temperature. The objective parameters have been determined using a multi-objective function consisting of the net thrust and specific fuel consumption along a weight function. The basic model for the combat aircraft gas turbine engine has been selected as the F404 turbofan engine which is widely used in the combat aircraft, F-18 and Korean high level training aircraft, T-50. The optimal conditions of four parameters have been obtained for various design conditions.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.8 no.2
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• pp.115-121
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• 2004

This paper suggests the development scheme for a supersonic turbo jet engine in order to increase the performance and to reduce the weight based on the characteristics of components as well as the current technology trends.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2001.04a
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• pp.76-79
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• 2001

SIMULINK^{$\circledR}$를 이용하여 항공기용 터보프롭 엔진을 모델링한 후 현재 KT-1의 추진기관인 PT6A-62 분리축 터보프롭엔진의 성능을 해석하였다. SIMULINK^{$\circledR}$ 모델의 검증을 위하여 상용해석프로그램인 GASTURB 와 비교한 결과 최대오차율 1.07% 이내로 확인되었다. 지상정지 조건에서 블리드 공기유량을 0에서 5%, 보기류 구동에 따른 출력손실을 0에서 20 hp로 가정하고 해석한 결과 축마력은 최대 0.68%감소하며 비연료소모율은 거의 영향을 받지 않음을 알 수 있었다.