• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.335-338
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• 2010

The moisture in the atmosphere exerts a lot of influence upon Gas turbine engine performances. There is a noticeable influence of wet air at the summer sea level, high flight mach number and low engine rpm increasingly. An altitude Engine Test Facility is used to accomplish the engine performance tests at dry air condition and wet air condition, through which engine performance results is revealed. In the result, net thrust and specific fuel consumption measured -2.826% and 1.325%, respectively at wet air condition compared to dry air condition.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.5
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• pp.101-106
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• 2019

Carbon deposition on the turbine nozzle throat of a LOx/kerosene gas generator cycle(open cycle) engine causes performance reduction of the engine. Estimation methods for a turbine nozzle throat area are proposed. The discharge coefficient of the turbine nozzle was estimated with the turbine gas properties such as gas constant, specific heat ratio, and temperatures. The pressure ratio and temperature ratio of the turbine nozzle throat, was utilized to estimate the discharge coefficient also. Estimated discharge coefficient of turbine nozzle throat of KSLV-II 1st stage engine shows the carbon deposition effects on the turbine nozzle throat of a LOx/kerosene open cycle engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.26-26
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• 1999

소·중형 산업용 항공기나 초등 훈련기용으로 많이 이용되고 있는 터보프롭 엔진의 성능진단을 위해 선형 GPA 기법을 적용하였다. 대기조건은 지상정지조건으로 하였으며 계측변수의 선정에 따른 오차율을 알아보기 위해 다양한 손상을 가정하였다. 가스터빈 엔진에서 가장 쉽게 발견될 수 있는 성능저하 원인인 압축기 오염과 터빈 부식이 발생하였을 경우를 가정하였다. 다중 손상일 경우 선형 GPA 기법의 신뢰성을 알아보기 위해 압축기에만 오염이 발생하였을 경우, 압축기와 압축기 터빈에 각각 오염과 부식이 발생하였을 경우, 압축기 터빈과 동력터빈에 동시에 부식이 발생하였을 경우, 압축기, 압축기 터빈, 동력터빈이 모두 오염과 부식이 발생하였을 경우를 가정하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.12 no.3
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• pp.60-67
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• 2008

In this study, the genetic algorithm has been used for the real-time defect diagnosis on the operation of the aircraft gas-turbine engine. The component elements of the gas-turbine engine for consideration of the performance deterioration consist of the compressor, the gas generation turbine and the power turbine. Compared to the on-design point, the teaming data has been increased 200 times in case off-design conditions for the altitude, the flight mach number and the fuel consumption. Therefore, enormous learning time has been required for the satisfied convergence. The optimal division has been proposed for learning time decrease as well as the high accuracy. As results, the RMS errors of the defect diagnosis using the genetic algorithm have been confirmed under 5 %.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.5
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• pp.54-59
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• 2011

Reliable starting capability of a gas turbine engine calls the engine industry's attention recently. So far the gas turbine engine performance researches have focused on the range between idle to Max rpm, but recent attention on the starting has brought interests in the range of "Sub-dile". As component characteristic maps are essential for the starting research, various kinds of studies have been doing and proposing ways to expand the existing maps toward sub-idle range. In this paper, previous studies were discussed and a new method suggested and validated.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.1
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• pp.1-10
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• 2003

Methodology of predicting steady performance of gas turbine engine from transient test data was explored to develop an economic performance test technique. Discrepancy of transient performance from steady performance was categorized as dynamic, thermal and aerodynamic transient effects. Each effect was mathematically modeled and quantified to provide correction factors for calculating steady performance. The influence of engine inlet/outlet condition change on engine performance was corrected firstly, and then steady performance was predicted from the correction factors. The result was compared with steady performance test data. This correction method showed an acceptable level of precision, 3.68% difference of fuel flow.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.694-699
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• 2010

Reliable starting capability of a gas turbine engine calls the engine industry's attention recently. So far the gas turbine engine performance researches have focused on the range between idle to Max rpm, but recent attention on the starting has brought interests in the range of "Sub-dile". As component characteristic maps are essential for the starting research, various kinds of studies have been doing and proposing ways to expand the existing maps toward sub-idle range. In this paper, previous studies were discussed and a new method suggested and validated.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.285-288
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• 2006

Genetic Algorithms(GA) which searches optimum solution using natural selection and the law of heredity has been applied to teaming algorithms in order to estimate performance deterioration of the aircraft gas turbine engine. The compressor, gas generation turbine and power turbine are considered for estimation for performance deterioration of a complex component at design point was conducted. As a result of that, complex defect diagnostics has been conducted. As a result, the accuracy of diagnostics were verified with its relative error with in 10% at each component.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.495-498
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• 2010

This test cell is developed to the institutes or laboratories research and study gas turbine engine for academic purpose with this test data to provide the fundamentals of operational mechanism and structural configuration, and further to verify thermodynamic calculation The test cell is installed to monitor and compare real-time data with reference engine model performance simulation data. using by NI DAQ(Data acquisition)device and LabVIEW program based on 80 lbf-micro turbojet engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.14-14
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• 1999

비활성 가스제너레이터는 가스터빈 추진기관 및 기타 열기관을 이용하여 연소가 되지 않는 저온의 공기를 생산하는 기계장치를 말하며 이러한 저온의 비활성 기체를 화재 지역에 분사하는 경우 기존의 소방수를 이용한 화재 진압방식보다 매우 효율적으로 화재진압에 사용되어 질 수 있다. 일반적으로 민항기 등의 가스터빈 추진 기관에서 배기되는 기체내에는 터빈입구온도(TIT : Turbine Inlet Temperature)및 초과공기지수(Excess Air Coefficient)에 따라 다르게 나타나지만 TIT가 1500$^{\circ}$K인 경우 약 13-14%정도의 산소가 잔존하는 것으로 알려져 있다. 따라서 본 연구에서는 가스터빈 및 열교환 시스템 그리고 터빈 1단 등의 시스템 조합율을 통하여 대기 중의 기체의 온도를 영하 2$0^{\circ}C$ 및 산소함유량을 약 5%수준까지 낮춤으로서 이를 대형 화재 진압에 사용하기 위한 연구이다. 비활성 가스제너레이터에 사용하는 연료로는 Kerosene 및 CNG(Compressed Natural Gas)등이 사용될 수 있으며, 유량이 8.1kg/sec인 터보축 가스터빈 엔진을 사용하는 경우 18750㎥ 부피의 비활성기체를 생산하는데 Kerosene 연료가 약 1톤(200＄ 이하)이 필요한 것으로 계산되며 이에 소요되는 시간도 약 52분에 지나지 않는 것으로 계산되었다. 만일 50kg/sec의 보다 큰 가스터빈 엔진을 사용하는 경우 약 9분 정도가 필요한 것으로 계산되었다. 사용되는 가스터빈은 압축비가 15, 열교환기의 효율이 $\varepsilon$=0. 그리고 최종 터빈 1단의 팽창비가 1.25가 적합한 것으로 계산된다. 연구 분석 결과 기술적 문제점으로는 배기 가스온도가 낮은데 따른 출구 부분의 Bearing, Sealing이 문제가 될 수 있다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.