• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• v.23 no.5
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• pp.654-661
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• 1999

This is fundamental study to improve performance of the SI engine,. In this study a conven-tional kerosene engine was modified to LPG dedicated engine which can be operated with LPG(Liquefied Petroleum Gas) The modified model were tested in accordance with various compression ratios. Also the engine performance with modified model was compared with the conventional one. The results are sum-marized as follow; 1. In comparison with the conventional kerosene Gasoline engine and LPG dedicated engine can be operated with lower exhaust emission better fuel economy and better thermal efficiency. 2. But is produce a slightly lower brake horse power.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.268-271
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• 2010

Hypersonic engine test facility with ejector system was tested. Ejector system was designed by revised EJSIMP code. The performance of the ejector system was predicted by numerical analysis. As a result, ejector system satisfied the facility design requirement. Based on the pressure level, the facility was successfully started at Mach 3.5 and 20km altitude condition.

• 대한공업교육학회지
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• v.33 no.2
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• pp.218-231
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• 2008

The purpose of this study was made for the pre-teacher of university to enhance understanding for the concept of engine performance and to provide information regarding engine performance in the institute of teacher educator. This study was carried out through engine performance experiment with The Cussons Engine Test Bed P8250, internal combustion engine, in order to analyze data quantitatively, and apply and verify factors of controlling engine performance. The main results of this study are as follows: First, power and brake horsepower increased linearly, and torque over the mid-speed as engine rps(revolution per second) decreased. Second, the change of torque and specific fuel consumption were able to be verified and the concept of engine performance was able to be understood. Third, the experimental values of brake horsepower and torque on engine performance showed the same tendency as theoretical values. Fourth, air/fuel ratio increased proportionally as engine speed increased.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.49-55
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• 1995

이원 액체추진제를 사용하는 인공위성용 로켓 추진기관의 개발을 위한 핵심부품별 개념 및 상세설계, 성능해석, 성능실험용 시작품의 제작, 수류 성능실험 및 지상 연소시험이 수행되었다. 인공위성 궤도조종용 로켓 추진기관은 1.38MPa의 연소실 압력으로 4초동안 1780N(400$Ib_f$)의 평균추력을 내도록 설계되었으며, 산화제로는 질산, 연료로는 트리 에틸렌 아민(triethylene amine, TEA)과 자이리딘(xylidine)의 혼합물로 구성된 접촉발화형 이원 액체추진제를 사용하고, 추진제를 가압방식에 의해 연소실에 분사하는 방법으로 분사충돌, 미립화, 그리고 기화 후 연소시키게 된다. 효율적인 설계를 위하여 설계전용 소프트웨어를 개발하였으며, 추진기관의 핵심부품별로 유동 시뮬레이션을 수행하고, 해석결과와 수류 실험결과를 바탕으로 설계를 수정, 보완하였다. 지상 연소시험 및 수류 성능실험을 위하여 추진제 공급장치 및 계측 시스템이 설계, 제작되었고, 시스템의 작동 및 자료처리를 위한 소프트웨어를 개발하여 수류 성능실험 및 지상 연소시험에 사용하였으며, 연소시험결과 지상 평균추력 378$Ib_f$를 발생하였다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.9 no.3
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• pp.353-359
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• 1985

본 논문에서는 Wibe의 함수를 구성하는 변수를 임의로 바꾸면서 발생속도 및 지압선도의 형상, 그리고 기관운전조건 및 연소함수를 구성하는 제변수가 기관의 제성 능치에 대하여 미치는 영향을 수치실험을 통하여 조사하고, 그 상호관계를 정량적으로 밝혀 보았다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.26-26
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• 2000

KM(Kick Motor)는 항우연에서 주관하여 개발하고 있는 3단형 과학관측로켓(KSR-III)이다. 본 연구는 이 KM에 적용되는 추진제 개발로서 추진기관에서 요구하는 성능, 밀도, 연소특성, 기계적특성, 점화성, 추진제/라이너/EFDM 접착력을 달성하고, 장기저장시 추진제에 작용하는 온도, 중력등 하중에 대한 추진제의 내구성을 확인하는 수면예측시험을 통해 KM이 사용하는 기간중 요구성능을 발휘할 수 있는 추진제 개발을 목표로 하고 있다. 본 논문에서는 KM 추진제 개발중 1차적으로 추진기관 요구성능을 달성하기 위해서 추진제 성능분석을 통한 기본조성을 설정하고, 이 기간조성을 토대로 밀도, 연소특성, 기계적 특성, 추진제/라이너/EPDM 접착력 실험 결과등을 정리하였고, 추진제 성능을 확인하는데 일반적으로 널리 이용하는 있는 표준모타(ST-8)에 적용하여 이론적 성능분석 및 실제 연소시험을 실시하여 그 결과를 비교 분석하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.11
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• pp.1081-1086
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• 2010

The technical procedure of an enhancement of a 120 mm rocket assisted projectile has here addressed by analyzing the ballistic performance with several the solid rocket propellants and shell designs. The performance was evaluated by aero-ballistic analyses and static ground tests of the rocket motor. Consequently, firing tests showed that one of tested models gave about 70% of extended range compared with conventional projectiles.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.8 no.4
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• pp.298-304
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• 1984

본 연구에서는 저자들이 디이젤기관 제조업체에서 디이젤 기관의 성능개선을 효율적으로 수행하기 위하여 기업체 연구소에서 쉽게 적용할 수 있는 시뮬레이션 프로 그램을 개발하는 과정에서 수행된 것이며, 아울러 각 기관 회전수에서의 연료분사 관 내에서의 압력변화와 노즐 니이들 밸브 양정을 측정함으로써 수학적 시뮬레이션 결과 와 실제결과를 비교할 수 있게 하였다. 그 결과, 개발된 시뮬레이션 프로그램은 실 제 연료분사 과정을 충분히 잘 예측할 수 있었으며, 향후 이 프로그램을 이용하여 연 료분사계의 조정에 의한 디이젤기관 성능개선을 효율적으로 수행할 수 있을 것으로 기 대한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.96-99
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• 2012

The test facility for confirming performance of a propulsion system is essential infra-structure to develop launch vehicle system. Using the PSTC, cold flow and combustion tests are performed to the propulsion system of individual stage in launcher. Moreover the ground test for the total launching process is conducted. In order to construct the PSTC, we not only have surveyed technology of internal and external countries, but also actively use the case in terms of the system. The test facility consists of feeding system, test stand, control and measurement, and flame deflector.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.26 no.4
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• pp.44-53
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• 2022

The depressurization rate in a thrust variable solid rocket motor is the major factor that has the greatest influence on the thrust termination performance. In this study, the depressurization rates range of model solid rocket motor was identified and major factors affecting the depressurization rate were found. It is important for actual system design to understand the depressurization rate of the system that can satisfy the target performance as well as the extinguishing characteristics of the solid propellant. The methodology for obtaining the depressurization rate model in this study is considered to be applicable to the optimal design of the thrust terminable propulsion system.