• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.196-200
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• 2006

This paper describes the current development status of the major subsystems, turbopump and gas generator, for a turbopump-fed liquid oxygen-kerosene rocket engine system. As a secondary stage of the liquid rocket engine development test, turbopump-gas generator powerpack tests are planned. The schematics of the test hardware and the test facility for the TP+GG coupled test are presented. The results of a preliminary analysis for operating regimes of the TP+GG coupled test are also presented.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2011.08a
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• pp.167-167
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• 2011

한국표준과학연구원에서는 국제표준화기구에서 제정한 국제규격(ISO, PNEUROP, DIN, JIS, AVS 등)에 기반을 둔 터보분자펌프의 특성평가시스템을 자체적으로 설계/제작 하였고, 터보분자펌프 1,000 L/s 급의 Database를 구축하였다. 이것을 토대로 특성평가시스템의 신뢰성 확인과 Feedback을 통한 시제품 개발 및 평가지원을 위해 터보분자펌프 2,500L/s 급의 Database를 구축한다. 터보분자펌프의 배기성능을 나타내는 가장 중요한 항목인 배기속도는 분자류 영역에 따라 상이한 가스($N_2$, He)를 사용하여 Throughput method와 Orifice method 두 가지 방법을 병행하여 측정한다. 측정함에 있어서 측정게이지, 유량계 및 Orifice conductance의 불확도에 의하여 배기 속도에 많은 측정오차를 포함하고 있다. 측정 오차를 줄이기 위하여 1% 이상의 안정성과 4%의 오차만을 허용하는 자전 회전자게이지(SRG)와 $10^{-3}$ mbar-L/s 영역까지의 유량 주입범위를 가지는 불확도 ${\pm}$3%의 정적형 유량시스템(CVFM)을 사용하였다. Orifice method의 경우 고진공영역으로 진입할수록 커질 수밖에 없는 배기속도 측정 불확도를 최소화하기 위해 검증된 유량을 이용한 Conductance 값을 제시하여 두 방법에서 얻은 배기속도의 불연속적인 문제를 해결한다. 본 연구에서는 2,500 L/s 급 터보분자펌프는 무거운 기체 $N_2$와 가벼운 기체 He을 사용하여 압축비의 변화와 분자류 영역에 따른 배기속도 변화를 연구하고, 2,500 L/s 급 터보분자펌프의 측정능력을 검증한다. 차후에 배기속도뿐만 아니라 소비전력, 소음, 진동, 온도 등의 특성평가의 전반적인 사항을 평가하여 터보분자펌프 2,500 L/s 급의 database를 완비해간다. 터보분자펌프 특성평가시스템을 사용한 1,000 L/s 급과 2,500 L/s 급 특성 Data를 비교, 분석하여 신뢰성 파악 및 표준화 방안을 개발하고, 고진공펌프 개발 주체와의 feedback 지원 기능의 infra를 구축한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.233-236
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• 2005

In this study, the fundamental design procedure for the Smart UAV fuel supply system was set up, and the preliminary design was performed to meet the vehicle system requirements. The fuel system layout was determined through consideration of vehicle system requirements, and then fuel tank layout, design of components such as booster pump, jet pump, pipe, vent system, weight estimation, etc. were carried out.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• v.41 no.1
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• pp.31-35
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• 2017

The internal flow of a pump system that is installed in the interior of large vessels such as tankers is largely affected by the water level and flow conditions of the pump sump. However, the performance of the pump is generally evaluated with the consideration of only the performance of the pump itself, without considering the pumping station operating environment. Therefore, if the pump is affected by the incoming flow that exhibits vortex and swirl, the occurrence of vortex and swirl accompanied with air may cause problems with the pump sump. This effect of flow condition can lead to a decrease in efficiency, increase in vibration, and noise generation in the pump. In this study, to investigate the internal flow of the pump sump according to several water levels, a pump sump scale-model was designed and constructed. The frequency of vortex occurrence and the shape of the vortex were investigated according to the different water levels of a fundamental test. The Class C vortex type, which has a larger volume of air intake to the pump, was confirmed by the higher occurrence frequency at a relatively lower water level.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2011.02a
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• pp.366-366
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• 2011

냉중성자원은 하나로 반사체탱크에 위치한 수직공에 설치되어 노심에서 발생하는 열중성자를 감속재인 액체수소층을 통과시켜 냉중성자를 생산하는 설비로 수소가를 충전하고 있는 수소계통이 있으며, 21K의 극저온 액체수소/기체수소 2상(ttwo-phase)을 유지하기 위해 외부에서 유입되는 열침입을 최소화하기 위해 진공계통이 설치되어 있다. 진공계통은 수조내기기 집합체(In-Pool Assembly : IPA)의 액체수소 열사이펀, 감속재 용기 등의 냉중성자원 극저온 부풀들의 단열을 위하여 진공용기 내부진공도를 공정진공도 이하로 유지하기 위한 계통으로 고진공펌프, 진공배기탱크 및 저진공펌프의 조합으로 두 개의 진공펌프시스템과 진공박스, 배기수집탱크 및 밸브박스를 포함한 연결배관으로 설계되었다. 저진공펌프를 이용하여 대기압에서 고진공펌프 작동압력까지 도달한 후 고진공펌프를 가동하여 공정진공도 이하의 진공도를 확보하고, 고진공펌프로부터 배기되는 배출가스는 고진공펌프 후단에 설치된 진공배기탱크에 포집되며, 필요 시 저진공펌프레 의하여 배기수집탱크로 배출된다. 진공펌프시스템은 진공용기 내부의 압력이 공정진동고 이하로 유지되도록 연속적으로 가동되어 진공단열이 가능하다. 본 논문은 감속재인 수소를 액화상태로 유지하며, 공정진공도 이하로 충분히 유지되어 운전되는 진공계통의 특성을 원자로 운전 주기별로 소개하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2011.02a
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• pp.365-365
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• 2011

현재 지식경제부의 전략기술개발사업의 일환으로 진행 중인 "초고진공펌프 개발" 과제 중 제 3 세부 과제인 "고진공펌프종합특성평가시스템 설계, 진단기술 개발" 과제에서 추진된 연구결과를 소개한다. 국내 초고진공펌프 개발 수준의 선진화를 위한 기본적인 초석은 현존하는 모든 진공 발생 장치의 국제적 신뢰성이 있는 완벽한 성능평가의 구현에 있다고 할 수 있다. 현재 한국표준과학연구원에서 구축되고 있는 저진공/고진공펌프의 성능평가장치의 개요를 소개하면서 향후 크라이오펌프 및 터보분자펌프의 개발 및 상용화 단계에서 필요한 국제적 규격 및 내부적 가이드라인을 기 수행되고 있는 측정 데이터베이스에 근거하여 제시하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.107-110
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• 2008

The test range for turbopump and gas generator coupled test was determined considering the engine system test area which cover the qualification and development. Based on the test range, we determined the required loss coefficient for the throttle valves and lines.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.2
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• pp.175-181
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• 2018

Electric pump system is new technology for next generation propulsion unit. The system has simple structure which dose not need gas generator, injector and turbine and might better pump for low cost and low payload rocket. Therefore, this paper suggests conceptual design of electric-pump Permanent-Magnet Synchronous Motor (PMSM) which has 50 kW & 50,000 RPM for rocket. To satisfy the system's requirement, electromagnetic analysis is conducted for suitable inner and outer diameter of stator and rotor which uses 4000 Gauss cylinder magnet and Inconel 718 can to fix whole rotor. Futhermore, to confirm rotational vibration, rotordynamics analysis is conducted. By this analysis, Campbell diagram is printed. From the diagram, natural frequency could be determined for the only motor and dynamo meter test bench.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.6-6
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• 1999

액체 로켓 엔진은 추진기관 공급 시스템으로 작동이 된다. 추진기관 공급 시스템에는 유공압장치 및 각종 배관, 필요한 압력과 유량을 연소실과 가스발생기로 공급하는 시스템, 엔진의 점화 및 정지, 발사체의 사용 목적에 따라 부과되는 기능을 수행하기 위한 장비들이 포함된다. 공급시스템은 크게 가압가스를 이용하는 방법과 터보펌프를 이용하는 방법의 두 가지로 나눌 수 있다. 잘 알려진 바와 같이 일반적으로 추력이 큰 로켓엔진의 경우에는 터보 펌프식이, 추력이 크지 않은 경우에는 가압가스 방식이 이용된다. 일반적으로 가압가스 방식은 연소실 압력이 커질수록 추진제 탱크의 압력도 커지므로, 그 두께가 두꺼워져서 비효율적이 된다. 따라서 연소실 압력이 비교적 크지 않은 추력이 약 10t 내외에서 많이 사용되고, 시스템이 터보 펌프식보다 구조가 매우 간단하므로, 작동의 신뢰도는 매우 높다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.9
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• pp.822-829
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• 2015

In this paper, the piezoelectric-hydraulic pump with a piezostack actuator as a driving source has been designed, fabricated, and evaluated for its application to UAV's brake system. The performance requirements of the piezoelectric-hydraulic pump were decided based on the requirements analysis of the target aircraft brake system. The geometric design of the piezoelectric-hydraulic pump to meet the performance requirements of the pump was conducted, and all components of the pump including the spring sheet type check valves were machined with close tolerance. By constructing a test apparatus for the performance check of the piezoelectric-hydraulic pump, the performance characteristics of the pump, such as the outlet flow rate for load-free condition and the outlet oil pressure for closed loop condition, have been evaluated. It has been found by the performance test result that the developed piezoelectric-hydraulic pump satisfies the design requirements effectively.