• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2011.02a
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• pp.362-362
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• 2011

터보분자펌프(turbo-molecular pump: TMP)는 고진공펌프 중의 하나로, 반도체/디스플레이 등 첨단 공정에서 진공 환경을 조성하는 핵심장비이다. 터보분자펌프(TMP)의 특성평가는 세계 여러 나라의 표준제정기구에서 제정한 국제규격에 그 기반을 두어, 한국표준과학연구원 진공기술 센터에서는 터보분자펌프(TMP) 특성평가시스템을 자체 설계/제작하여 그 신뢰성을 확인하기 위해 개발품 및 상용품 평가에 주력하고 있다. 터보분자펌프(TMP)는 보조펌프(backing pump)의 지원을 받으므로 보조펌프(backing pump) 용량에 따른 터보분자펌프(TMP)의 배기속도를 측정하고자 한다. 국제규격에서 제시하는 보조펌프 (backing pump)의 용량이 일정이상 작을 경우, 터보분자펌프(TMP)의 배기속도 및 압축비에 대해 감소함을 제시한다. 이 영향은 전체 압력 범위에서 보조펌프(backing pump)의 배기속도가 일정 용량 이상이면 터보분자펌프(TMP)의 배기속도에 영향이 없음을 제시하며, 이에 본 연구에서는 국제규격에서 제시하는 보조펌프(backing pump) 용량에 대해 서로 다른 조건에 맞추어 터보분자 펌프(TMP)의 배기속도에 미치는 영향을 연구하고자 한다. 본 연구에서는 100m3/h, 10m3/h 의 서로 다른 배기속도를 가진 보조펌프(backing pump)를 선정하여 분자량이 다른 가스(N2, He, Ar 등)에 대한 압축비의 변화와 배기속도 측정에 관해 상관 관계를 제시하며, 100m3/h, 10m3/h 의 서로 다른 배기속도를 가진 보조펌프(backing pump)에 따른 터보분자펌프(TMP)의 배기속도 및 운전성능을 제시하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.125-128
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• 2008

As a interstage of the 30tonf level LOx/kerosene liquid rocket engine development, turbopump-gas generator open-loop coupled tests are performed. Test schematic and test results of open-loop coupled tests are presented. In engine system operation environment simulating combustion chamber by flow control orifice, chill-down procedure, startup characteristics, nominal operability of turbopump+gas generator open-loop coupled Test Plant are confirmed The results of open-loop coupled test were used for the preparation on turbopump+gas generator closed-loop test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.317-320
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• 2011

Hydrogen peroxide turbopump was designed for bi-propellant liquid rocket engine using hydrogen peroxide and kerosene as propellants. Turbopump operation was verified through water tests. Design conditions of hydrogen peroxide turbopump were determined, and impeller was designed. Turbine which drives pump was selected from commercial turbocharger. Gas generator was designed by reference from turbine map. Pump, turbine, gas generator were integrated, and turbopump system was constructed. Turbopump supplied water by 1.47 bar of pressure and as well as 3.4 kg/s of mass flow rate.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.11-15
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• 2012

A rotordynamic analysis is performed for a 7 ton class turbopump applied to the third stage LRE(Liquid Rocket Engine) of the KSLV(Korea Space Launch Vehicle). Based on the heritage of the developed experimental 30 ton class turbopump and developing 75 ton class turbopump for the KSLV first and second stage LRE, the 7 ton class turbopump is designed as an one-axis rotor turbopump. Two rotor systems comprised of one oxidizer pump assembly and the other fuel pump-turbine assembly are connected each other using a spline shaft and operating at a design speed. Through the rotordynamic analysis, it is investigated that the turbopump acquires sufficient separate margin of critical speed as a sub-critical rotor.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.129-132
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• 2008

For the development of the 30tonf level LOx/kerosene liquid rocket engine, turbopump-gas generator closed-loop coupled tests are performed. To simulate engine operation conditions, combustion chamber was substituted by flow control orifices. In simulated engine system operation environment, chill-down procedure, startup characteristics, nominal operability of turbopump+gas generator coupled Test Plant are confirmed. Turbopump and gas generator are confirmed to operate well in simulated engine environment. The control system for regulating power and mixture ratio of Test Plant are also successfully confirmed.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2010.08a
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• pp.46-46
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• 2010

고진공펌프 중의 하나인 터보분자펌프(turbo-molecular pump: TMP)는 반도체/디스플레이 등 첨단 공정에서 진공 환경을 조성하는 핵심장비로서 현재 한국표준과학연구원 진공기술센터에서 개발 중인 고진공펌프 종합특성평가시스템을 구축 중이며, 1000 L/s 및 2500L/s 배기속도 용량을 가지는 터보분자펌프(TMP)의 database를 구축하고 있다. 이에 터보분자펌프(TMP)의 배기속도 측정 시 사용되는 가스의 분자류 영역에 따른 배기속도의 변화를 연구하고자 한다. 터보분자펌프(TMP)의 배기속도는 분자류 영역에 따라 상이한 배기속도를 가진다. 특히 가벼운 분자들은 터보분자펌프(TMP)로 배기시키기 어려우며, 분자량이 작은 가스들은 분자량이 큰가스 분자들에 비해 압축비(compression ratio)도 작아진다. 압축비가 큰 경우에는 실재 운전조건에 무관하게 배기속도가 최대값을 가지지만, 압축비가 작을 경우에는 운전 시 터보분자펌프(TMP)의 압축비에 따라 배기속도가 달라 질 수 있으며, 압축비는 펌프의 inlet에서의 압력과 exhaust에서의 압력의 비이다. 즉, 가벼운 기체 분자(H2, He 등)들은 무거운 기체 분자(N2, Ar 등)들에 비해 배기속력이 작아진다. 현재 개발 중인 한국표준과학연구원 진공기술센터의 고진공 종합특성평가시스템을 이용하여 분자류 영역에 따른 가벼운 기체 분자와 무거운 기체 분자의 배기속도를 측정하여 분자류 영역에 따라 상이한 배기속도의 변화를 연구하고자 한다. 본 논문에서는 터보분자펌프(TMP)의 분자류 영역에 따른 가벼운 기체 He과 무거운 기체 N2를 사용하여 압축비의 변화와 배기속도 측정에 관해 상관관계를 제시하며, 분자류 영역에 따른 터보분자펌프(TMP)의 배기속도 운전성능을 제시하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2012.02a
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• pp.235-235
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• 2012

반도체/디스플레이 공정의 설치 layout의 단순화와 전체 공정 cost의 저감을 위하여 대용량, 고진공 성능의 진공시스템 수요가 증대되고 있다. 이로써 고진공 펌프 국산화의 일환으로 터보분자 펌프와 크라이오 펌프 개발이 진행 중이다. 개발 시제품의 최종 상용화 단계에 진입하기 위한 목적으로 핵심부품의 진공, 기계적 특성평가, 운전상태 및 진공 특성평가, 신뢰성 확보/공정대응성 평가를 위한 관련 기술 및 장치가 개발되었다. 본 연구에서는 터보분자펌프의 공정별 gas load 다변화에 따른 기계적 안정성과 작동 신뢰성의 확인을 위해 내구성 평가 장치를 설계/제작하였다. 상용화 제품의 성능 테스트를 통한 RPM, 소비전력, 압력 그리고 온도 등의 패턴을 확인하여 내구성 평가시스템의 신뢰성을 확인하고 터보분자펌프의 성능 특성 변화를 고찰하고자 한다. 본 연구는 지경부 산업원천기술개발사업 중 "초고진공펌프 개발" 사업의 제 3 세부과제인 "고진공펌프 종합특성평가시스템 개발(과제번호: 11201044)" 및 "스마트형 진공 배기 진단 제어 시스템 개발(과제번호: 11201038)" 과제에서 수행된 연구결과의 일부임.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.605-609
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• 2010

The present paper describes a conceptual design of a turbopump which employs a planetary gear system. In a launcher system, weight is one of the most important design factor. In turbopump systems using propellants such as kerosene, or methane, single shaft systems are employed because of simplicity. One of the main disadvantages of this system, however, is the same rotational speed of both pumps and a turbine which forces to operate under non-optimum condition. To operate each component in optimum or favorable rotational speeds, a planetary gear system may be the best choice when the compactness and efficiency of a turbopump system is considered. A conceptual design and feasibility of the turbopump system adopting a planetary gear system is suggested.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.3
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• pp.58-63
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• 2011

The present paper describes a conceptual design of a turbopump which employs a planetary gear system. In a launcher system, weight is one of the most important design factor. In turbopump systems using propellants such as kerosene, or methane, single shaft systems are employed because of simplicity. One of the main disadvantages of this system, however, is the same rotational speed of both pumps and a turbine which forces to operate under non-optimum condition. To operate each component in optimum or favorable rotational speeds, a planetary gear system seems to be the best choice when the compactness and efficiency of a turbopump system is considered. A conceptual design and feasibility of the turbopump system adopting a planetary gear system is suggested.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.155-158
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• 2007

As a secondary stage of the liquid rocket engine development test, turbopump-gas generator powerpack tests are being performed. The schematics of the test hardware and the test facility for the TP+GG coupled test are presented. The results of a preliminary test results for the verification of the propellant supply system of the test facility are also presented. Based on the preliminary tests results, the verification of the propellants supply systems of the facility system was performed.