• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.273-277
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• 2009

An oxidizer tunnel-type pipe, which shall transport oxidizer from an oxidizer tank to a turbo-pump of an engine, studied is installed through a fuel tank located under an oxidizer tank. A tunnel-type pipe can save weight compared to a detour-type pipe, however may vary the temperature of fuel stored in a fuel tank because of a broad heat transfer area. Hence in this study the characteristics of main oxidizer pipe and thermal propagation from oxidizer to a fuel tank are monitored by a cryogenic performance test with a tunnel-type pipe. In addition, the possibility of adaptation of an oxidizer tunnel-type pipe to launcher system is also analyzed.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 2003.12a
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• pp.125-130
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• 2003

본 논문에서는 액체로켓엔진에서 터보펌프의 160kW급 터빈을 구동하고, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 가스발생기의 설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 충돌형 F-O-F 인젝터, 물냉각 채널을 가진 연소실, torch ignitor, turbulence ring 그리고 측정 링을 갖는 가스발생기에 대해 기술하였고, 점화, 연소, 종료 등의 시험 cyclogram에 대해 언급하였다. 설계점에서의 연소시험 및 turbulence ring 장착여부, 연소실 길이 변화에 따른 연소시험의 결과들에 대해 기술하였다. 연소시험 결과 가스발생기는 설계점에서 안정된 작동성을 보여주었고, 연소압력 및 온도 등의 성능이 예측치에 근접하는 결과를 보여 주었다. Turbulence ring은 출구에서의 가스온도를 균일하게 분포시켜 효과적인 혼합 장치임을 보여 주었고, 4-6msec 정도에서의 잔류시간에서는 연소효율의 차이가 크지 않음을 알 수 있었다. 가스발생기 출구에서의 온도는 공급되는 추진제의 O/F ratio에 따라 매우 민감하게 반응함을 알 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.108-111
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• 2017

High performance upper stage engine is necessary for space launch vehicles of geostationary orbit, and staged combustion cycle engine is suitable due to high specific impulse. Technology demonstration model for 9 tonf class staged combustion cycle engine, which is consisted of turbopump, preburner, combustion chamber and supply system, was assembled, and hot-firing test was conducted for three seconds in Upper-stage Engine Test Facility of Naro Space Center. Ignition, combustion and shut down of engine system was performed normally, and its performance parameters were evaluated.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.218-223
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• 2017

This paper deals with a fault diagnosis algorithm using the Kalman filter for a 75-ton Liquid Propellant Rocket Engine (LPRE). To design the Kalman filter, we linearized a non-linear simulation model of a 75-ton LPRE at an operating point, and checked the performance of the Kalman filter by comparing the measured values with estimated values of the states. Then, we artificially injected a fault of the turbopump efficiency into the simulation to confirm the performance of the fault diagnosis algorithm with the developed Kalman filter by comparing the variation of the residuals of the normal state with that of the fault cases.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.47 no.7
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• pp.517-524
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• 2019

A system design has been performed for a vacuum thrust 88 ton staged combustion cycle rocket engine. Previous research has been used to estimate the performance of the engine components. And the algorithm has been proposed to evaluate the converged engine system performance. The present methodolgy has been verified by comparing the published data for RD-180. The present work adopts the most of the previous KSLV-II engine heritage for both performance improvement and cost competitiveness. The combustion pressure has been decided as 12MPa considering manufacturing difficulty, cost and performance improvement, and as a result the vacuum specific impulse has increased by 23.4s.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.7
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• pp.717-728
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• 2009

In the field of rocket propulsion system hydrogen peroxide has been used as mono-propellant and as the oxidizer of bi-propellants. At the beginning, hydrogen peroxide was used as mono-propellant for thrusters, but later it had been replaced by hydrazine, which has better specific impulse and storability. On the other hand, to drive turbo-pumps, hydrogen peroxide is still being utilized. As the oxidizer of bi-propellants it was used until 1970's and from 1990's hydrogen peroxide once again got back to developer's interest, because one of the recent development purposes of rocket propulsion system is low-cost and ecologically-clean. Until now the storability of hydrogen peroxide has been remarkably improved. The combination of Kerosene/$H_2O_2$ also shows similar accelerating performance to Kerosene/$LO_x$ combination because of higher propellant density and higher O/F ratio, even though the propulsion performance is not as good as the combination of Kerosene/$LO_x$. Moreover, its combustion products are much cleaner than Kerosene/$LO_x$ combination.

• Proceedings of the Korean Institute of Surface Engineering Conference
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• 2017.05a
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• pp.70-70
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• 2017

TSV(through silicon via)는 긴 종횡비를 갖는 패턴에 Cu, Ta, Ti을 높은 conformality를 갖도록 증착하는 공정이다. Magnetron cathode의 자석 배열 설계는 target 물질 종류에 따라서 multitrack, water drop type등이 있으며 target과 substrate 사이의 공간에 플라즈마를 형성시켜서 기판에 이온 입사량을 늘린 후 기판 바이어스를 이용하여 이온 충돌, re-sputtering을 통한 재증착 과정을 통해 치밀한 금속 박막을 연속적으로 형성할 수 있도록 하는 것이 목적이다. 또한 sputter가 사용되고 있는 분야에 효율을 증대시키고, 증착되는 막의 품질향상을 위해 UBMS를 사용하고 있으며, 산업에 사용되어 지는 300 mm wafer용 시스템은 제작비가 약 10억 원 정도 소요되며 다양한 테스트를 진행하기 위해선 많은 비용이 소요된다. 따라서 비용과 소요시간을 줄여 다양한 테스트를 위해 소규모 플라즈마 시스템을 설계하게 되었다. 61 l/sec 터보 분자 펌프와 다이아프램 펌프를 기초로한 TMP station에 2.75 인치 CF flange가 장착된 6 way cross를 main 챔버로 활용하고, 작은 size의 unbalanced magnetron cathode를 제작, 장착한 다음 6 way cross 주변에 전자석을 적절히 배치하여 300 mm wafer system에서와 동일한 물리적 현상을 테스트 할 수 있도록 하였다. Fig1. (a) UBMS system의 사진을 나타내었고, (b)에는 6 way cross 내부에 발생된 플라즈마의 형상을 나타내었다. 전원 장치는 Advanced Energy사의 MDX-1.5K DC power supply를 사용하였고, 방전 전압 - 전류 관계의 가스 압력에 따른 plasma 현상과 magnetron 배율에 따른 plasma 현상 그리고 전자석에 의한 영향을 주로 관찰 하였다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2011.08a
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• pp.87-87
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• 2011

최근 진공기술의 발전으로 진공환경에 대한 산업 응용분야가 다양화되고 있다. 진공 기술은 우주공학, 생명공학, 재료공학 및 전자공학 분야에 핵심 기반기술이 되었으며, 특히 반도체 공정이나 디스플레이 공정의 진공 기술 발전은 매우 빠르게 발전되어 이를 위한 지속적인 연구개발이 요구되고 있다. 우리나라는 세계 제일의 반도체 및 디스플레이 생산국이라는 위치와는 달리 반도체를 생산하기 위한 장비의 국산화율은 16% 미만이다. 특히 전공정장비의 국산화율만 고려한다면 8% 미만에 불과한 실정이다. 이에 정부에서는 진공장비의 핵심부품 국산화에 대한 R&D 사업에 자금을 적극적으로 투자하고 있으나, 반도체 산업을 주력산업으로 표방하고 있는 국내 산업의 기초기반 핵심기술을 외국에 의존함으로써 외화낭비는 물론 첨단산업의 발전을 저해하는 요소로 작용하고 있는 실정이다. 이에 반도체 산업뿐만 아니라 전반적인 기반기술에 해당하는 진공장비 등 국산화 개발은 국가적인 차원에서 매우 중요하다고 할 수 있다. 본 연구에서는 국내 진공 산업체 기술 및 발전 현황과 선진 공업국의 진공 관련 업체의 기술 수준 등을 비교 분석하여 가이드라인을 제시 하고자 한다. 또한, 현재 (유)우성진공에서 정부지원 과제로 수행중인 대유량 터보형 드라이펌프 및 크라이오 펌프 개발 현황 등 국산화 기술개발에 대한 연구 수행 과정을 소개하고자 한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.3 no.2
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• pp.81-90
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• 2004

This paper describes the results of combustion performance test of fuel-rich gas generator(GG) using LOx and kerosene as propellant at off-design conditions. The chamber pressure is thought to be a function of O/F ratio and total propellant mass flow rate. The test shows that the spatial temperature deviation at the exit of gas generator remains within 7.5K and that the average gas temperature at the exit is a function of propellant O/F ratio. The results of firing test of gas generator at off-design conditions, especially the relation between gas temperature and O/F ratio, can provide useful data for the design of future gas generator and for the development of low-O/F ratio reaction analysis code.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.117-121
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• 2008

The effect of tip clearance on the performance of a supersonic impulse turbine was investigated experimentally. Test was performed using high pressure air in wide ranges of pressure ratio and rotational speeds. Test revealed that efficiency gradient of the subject turbine at a reference test point was a very low value of 0.05. Turbine efficiency was varied non-linearly with respect to tip clearance. It has been found that efficiency gradient is proportional to the cube of rotational speed at a fixed turbine pressure ratio. It also has been found that efficiency gradient shows its minimum at a reference test pressure ratio irrespective of rotational speeds.