• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2012.08a
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• pp.205-205
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• 2012

Korea Superconducting Tokamak Advanced Research (KSTAR) 장치는 국내 유일의 초전도 자석을 이용한 핵융합 연구 장치로서 초고온의 플라즈마를 생성하여 차세대 에너지원인 핵융합 에너지를 획득하는 것을 목표로 두고 있다. 플라즈마를 생성부터 유지하기 위해서는 수소 동위원소를 토카막 내부로 공급해 주어야 하는데 이러한 수소동위원소를 "연료"라 부르며, 이 연료를 토카막 내부로 공급해 주는 시스템을 연료주입 시스템(Fueling System)이라고 한다. KSTAR에서는 토카막 내부로 고속의 연료 주입이 필요하고 정밀한 양의 연료를 공급하는 밸브를 사용하여야 하며, 이러한 밸브를 제어 할 수 있는 제어기를 필요로 한다. 위의 사항에 적합한 피에조 밸브(Piezoelectric Valve)는 2 msec 이내의 개폐시간과 500 Torr ${\ell}$/s 이상의 유량을 흘려줄 수 있는 피에조 밸브로 압전소자에 가해지는 전압(0~250 V)에 따라 변위의 양에 비례하여 연료가 진공용기 내로 유입된다. 압전소자의 변위는 최대 140 ${\mu}m$로 최적화되어 있어야 하며, 정전용량(Capacitance)는 30~40 nF이어야 한다. 또한 소자에 힘(Force)를 가해 최대 7 N으로 136 ${\mu}m$의 변위를 가진 소자를 사용해야 한다. 피에조 밸브의 특성으로는 아날로그 신호로 작동이 되어야 하며, 유량신호를 피드백하여 밸브의 구동 전압을 정밀하게 제어 되어야 한다. 피드백 제어를 위해 압력센서는 XCS-190 Series를 사용하여 낮은 유량에서도 민감하게 반응하도록 제작하였으며, 고전압이 유기 되었을 때 제어기를 보호하기 위한 정션박스를 설치하였다. 밸브 제어기는 피에조 밸브의 개방 속도를 높이기 위해 밸브 구동 전압을 순간적으로 높이는 POP 전압을 생성하는 기능과 유량 신호를 피드백해서 밸브 구동 전압을 정밀 제어 하는 기능을 가지고 있다. 제어장치는 아날로그 및 디지털 제어회로의 전원용 +15 V DC와 밸브 구동용 +250 V DC 출력용의 전원 공급 장치(Power supply unit), 펄스 및 트리거 신호를 생성하는 Master Programmer unit), Pop 전압과 피드백의 중요한 기능을 수행하는 Valve controller unit로 제작 되었다. 피에조 밸브와 제어기는 상호 작용하여 동작을 원활히 할 수 있도록 특성 실험을 진행하여야 하며, 진공상태에서 Lack의 유무를 확인하여야 한다. 현재 개발 제작된 밸브의 진공누설시험 및 특성실험을 진행하고 있으며, KSTAR 5차 캠페인에 적용할 계획이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.20 no.1
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• pp.76-81
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• 2016

At negative-g condition, a float-type valve can open the passage of fuel in order to it flows continuously through a pressurized fuel tank system. Since specialized test conditions and high-cost supports are required, it is truly difficult to test the valve in a real high-speed test. Therefore, this paper contains performance analysis of a float-type fuel supply valve through flight tests conducting roll and negative-g maneuvers.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.4 no.2
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• pp.39-45
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• 2000

A Thruster valve operates to supply fuel into thruster chamber. Very quick on-off operation of thruster valve results in unsteady flow of fuel in the propellant supplying system. Then fuel kinetic force, elastic material of propellant line, compressibility of fuel cause the flow field to pulsate. The pressure oscillation arising from resonance would damage the weak part of the thruster valve and other propellant supplying equipment. Pressure drop and fuel flowrate through propellant suppling system were measured, and pressure oscillation were triggered at the thruster valve inlet.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.1 no.2
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• pp.51-56
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• 2002

Satellite propulsion system is employed for orbit transfer, orbit correction, and attitude control. The monopropellant feeding system in the low-earth-orbit satellite blowdowns fuel to the thrust chamber. The thrust produced by the thruster depends on fuel amount flowed into the combustion chamber. If the thruster valve be given on-off signal from on-board commander in the satellite, valve will be opened or closed. When the thrusters fire fuel flows through opened thruster valve, instantaneous stoppage of flow in according to valve actuation produces transient pressure due to pressure wave. This paper describes transient pressure predictions of the KOMPSAT-2 propulsion system resulting from latching valve and thrust control valve operations. The time-dependent set of the fluid mass and momentum equations are calculated by MOC.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.945-948
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• 2017

A valve used in a high temperature and pressure condition for high-speed vehicle application was developed for fuel supply and cooling system. For weight reduction purpose, the size outline of valve was optimized based on its performance and operating environment. And the rigidity design was adopted by minimizing uses of sealing parts to prevent leakages. Also, A fluid analysis was performed to derive the optimized internal flow path design in consideration of minimized pressure drop. Finally, the valve performance was verified by installing the valve into the test equipment which enable to simulate endothermic fuel of high temperature in high-speed vehicle.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.11 no.2
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• pp.109-116
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• 2012

A vent-relief valve performs as a safety-valve assembly for liquid propellant feeding system of space launch vehicle, which relives pressurant propellant tanks during the filling and the flight. At vent mode, valve is opened and closed by driving pneumatic pressure, and at relief mode, valve is automatically operated to set relief pressure. In this study, we have analyzed a basic layout of vent-relief valve which is designed using foreign LVs(Saturn) to satisfy requirements of Korean Space Launch Vehicle. The simulation model of vent-relief valve is designed by using the AMESim code to verify design parameters and evaluate pneumatic behaviors of valve. In this study, we performed dynamic characteristic simulations on design parameters. And we could predict opening/closing time and pressures, operating performances on design parameters. Using this results, we could suggest detail design and boundary conditions of design.

• The Transactions of the Korean Institute of Power Electronics
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• v.3 no.2
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• pp.85-91
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• 1998

This paper describes an study electric injection system for diesel engines. It is needed effective fuel injection which controls the solenoid valve of fuel pump. To solve this, this paper proposes DCC-PWM method which can realize fast reply and low holding current for solenoid valve on/off. For the proposed design method, simulation tools of ACSL are used to analyze the system. And the single-chip microcomputer is used to reduce the size of controller and to improve flexibility. And the systems validity can be verified through the experimental results.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.9
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• pp.76-81
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• 2006

This paper deals with a fuel metering unit (referred to as FMU) for air breathing engine. The proposed FMU consists of a constant pressure drop valve and a metering valve, both of which are controlled by servovalve. Linear analysis derived from a nonlinear mathematical model of FMU is carried out to find major parameters on the system performance. Numerical results using established model of FMU were in good agreement with the experimental results. It is also shown that the system stability is improved by reducing the constant pressure drop at metering valve and applying the triangular orifice to constant-pressure-drop valve through the simulation and experiments.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.90-90
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• 2003

한국항공우주연구원은 액체추진기관 시스템을 이용한 3단형과학로켓(이하 KSR-III)을 국내 최초로 개발하여 비행시험을 수행하였다. 액체추진기관 로켓의 비행시험을 위해서는 이전의 고체 추진기관을 이용한 과학로켓 1, 2와는 달리 비행시험 조건에 부합하게 액체추진제 및 가압제 등을 공급하는 지상설비가 필요하다. 이에 한국항공우주연구원은 독자적으로 비행시험에 필요한 제반 설비를 갖춘 발사장을 구축하였다. KSR-III는 압축 헬륨가스(GHe)를 이용하여 연료(Jet A-1)와 산화제(LOx)를 가압하여 추력을 얻는 액체추진기관 시스템이다. 따라서 발사장에서의 지상공급설비는 유공압 설비와 발사시나리오에 따라 해당 부품을 제어하고 자료를 저장하는 제어/계측 설비 및 기타설비들로 구성되어 있다. 지상공급설비 중 유공압 설비는 LOx의 저장 및 기체 내 산화제 탱크의 충전을 위한 산화제 공급설비, Jet A-1의 저장 및 기체 내 연료 탱크의 충전을 위한 연료 공급 설비, 지상설비용 밸브구동 및 기체 내부 퍼지 등에 필요한 질소($N_2$)를 저장/공급하는 설비, 기체내부 밸브 구동 및 가압제로 사용되는 기체헬륨(He)을 저장/공급하는 설비들로 구성되어 있다. 이러한 구축된 공급설비는 기능시험, 연계시험 등의 각종 입증시험을 통해 그 성능을 검증한 후 단인증모델(SQTM)을 이용하여 발사 시나리오에 따른 추진제 공급능력을 입증한 후 KSR-III의 비행시험을 성공적으로 수행하였다. 수행된 연구결과는 향후 건설되어질 우주센터내의 발사장 기반설비 설계의 기초 자료로 활용할 수 있을 것이다.

• Journal of the Korean Vacuum Society
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• v.15 no.6
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• pp.594-604
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• 2006

Gas fueling systems operated in the mode of a fixed valve opening at a constant line pressure, and the mode of a constant inlet flow are simulated to establish the relationships between the gas flow pattern and the tube dimensions under various system conditions.