• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.517-524
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• 2019

진공추력 88톤급 다단연소 사이클 로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 엔진 구성품에 대한 성능 평가는 기존의 연구를 활용하였으며 수렴된 엔진 시스템 성능을 구할 수 있는 알고리즘을 제안하였다. 본 연구 방법은 RD-180에 대한 기존의 연구와 비교함으로써 검증하였다. 본 연구는 가격 경쟁력을 고려하면서 성능 개선을 달성하기 위하여 한국형발사체 75톤 엔진의 개발 이력을 최대한 승계하였다. 엔진의 제작 난이도, 비용 그리고 성능 개선을 고려하여 연소압력 12MPa을 적용하였고 결과로써 23.4s의 진공비추력 향상을 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.454-456
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• 2012

한국형발사체(KSLV-II) 3단용 7톤급 액체로켓엔진 연소기 개념설계에 대한 내용을 기술하였다. 3단용 엔진은 TP 방식 엔진이며, 연소기의 진공추력은 6.9 tonf, 진공 비추력 336.9 sec, 연소압력 70 bar, 노즐 팽창비 94.5, 총 추진제 유량 20.5 kg/s, 혼합비 2.45 이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되고, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2013년도 제44회 동계 정기학술대회 초록집
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• pp.254-254
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• 2013

마그네트론 스퍼터링은 그 단순한 구조로 인하여 신뢰성과 확장성이 높은 기술이다, 이로 인해 DLC, ITO 등의 산업 분야에서 많이 사용하는 박막 공정 기술이다. 하지만 인듐과 같은 희토류 금속의 가격이 최근 상승함에 따라 나타난 낮은 타겟 효율성의 문제와 낮은 파워 밀도로 인한 기판의 추가적인 bias 추가에 따른 비용상승, 그리고 reactive 스퍼터링 시 낮은 증착률 등의 문제점들 또한 존재한다. 이러한 단점들을 해결하기 위해 많은 연구들이 이루어 졌으며, 높은 파워 밀도를 위해 High power Impulse Plasma Magnetron Sputtering (HIPIMS) 기술과 타겟 사용률을 높이기 위한 High Target Utilization Sputtering (HITUS) 등의 기술 등이 개발되었다. 본 연구에서는 직류 전원을 사용한 High density Plasma Sputtering System (HIPASS)이라 명하는 고밀도 원거리 플라즈마 소스를 이용한 스퍼터링 이용해 증착한 박막의 특성을 연구 하였다. Hollow cathode discharge에서 발생한 고밀도 플라즈마가 외부 유도 자장 코일에 의하여 타겟 표면까지 도달하게 되며, 스퍼터링 타겟의 고전압 bias에 의해 플라즈마 이온들이 가속이 이루어져 스퍼터링 공정이 이루어 지게 된다. 본 연구의 공정에서 타겟 사용 효율은 최대 90%까지 이며, 원거리 플라즈마 소스에서의 이온으로 스퍼터링을 실시함으로 인해 스퍼터링 전압과 전류의 독립적인 조절이 가능 하다. 본 연구에서 HIPASS을 이용하여 기판에 추가적인 전압 인가 없이 Ti 타겟과 아르곤/질소 혼합가스를 사용하여 TiN 박막을 증착 하였다. TiN의 증착률은 약 44 nm/min였으며, 이 박막의 XRD 분석 결과 TiN (111), (200), (220) 면들이 관찰이 되었다. 높은 스퍼터링 입자 에너지에서 증착 된 TiN 박막에서 우선적으로 나타나는(200)과 (220) 면들이, 본 실험에서는 기판에 추가적인 전압인가 없이도 우선방위 성장을 보였다. 이 박막의 micro-hardness 측정 결과 약 34.7 GPa이며, 이는 UBM 이나 HIPIMS에서 보여주는 결과에 준하거나 그 이상의 수치이다. 이와 같은 결과는 본 연구에서 사용한 HIPASS 증착 공정이 높은 스퍼터링 입자 에너지를 가지기에 고밀도의 TiN 박막이 증착 된 결과로 볼 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.306-313
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• 2004

The microwave discharge ion engine generates plasmas of both the main ion source and the neutralizer using 4㎓ microwave without discharge electrodes and hollow cathodes, so that long life and durability against oxygen and air are expected. The MUSES-C “HAYABUSA” asteroid explorer installing four microwave discharge ion engines “$\mu$10s” was launched into deep space by M-V rocket No.5 on May 9, 2003. After vacuum exposure and several runs of baking for reduction of residual gas the ion engine system established the continuous acceleration of the spacecraft toward the asteroid “ITOKAWA”. The Doppler shift measurement of the communication microwave revealed the performance of ion engines, which is 8mN thrust force for a single unit with 3,200sec specific impulse at 23mN/㎾ thrust power ratio. At the end of 2003 the accumulated operational time exceeded 8,000 hour and unit. HAYABUSA will execute the Earth swing-by on June 2004 and arrive at the asteroid in 2005 and return to Earth in 2007.