• 한국전산유체공학회지
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• 제20권3호
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• pp.70-78
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• 2015

Turbulent flow and heat transfer characteristics of textile machine are numerically investigated. To examine the influence of flow structures on the drying performance of fabrics, the nozzle shape of high temperature chamber is changed. For several nozzles, flow and heat transfer characteristics are discussed. The results show that the drying performance is improved by controlling the angle and arrangement of nozzles corresponding to different drying conditions. This feature is strongly related to the enhancement of turbulent fluctuations and secondary flows.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2014년도 제46회 동계 정기학술대회 초록집
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• pp.140.2-140.2
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• 2014

인공위성은 우주공간의 고진공 상태와 태양 복사열에 의한 고온 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 인해 주요 부품의 기능장애가 초래되므로 발사전 지상에서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 위성체의 열진공 시험에 사용되는 열교환기인 베이스플레이트(Baseplate)는 우주 열환경을 모사하기 위하여 직접 방열판 표면에 고온 및 저온의 유체를 공급하여 시험 요구에 따른 필요한 열을 공급하게 된다. 일반적으로 우수한 성능의 위성체 부품의 검증을 위해서 지상의 열환경 시험은 접촉식 히터 및 열교환기를 사용하게 되는데, 이때 적절한 히터 및 블로워 파워를 선정하고 챔버 슈라우드와 열교환에 있어 간섭이 없도록 장비를 운용해야 한다. 본 연구에서는 상용프로그램을 이용하여 열진공 시험용 베이스플레이트에 대하여 전산해석을 수행하였으며, 이를 통해 베이스플레이트 내의 작동 유체의 입구 압력에 의한 열진공 시험용 열교환기의 성능 특성을 관찰하였다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2012년도 제42회 동계 정기 학술대회 초록집
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• pp.539-539
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• 2012

전북대학교 고온플라즈마 응용연구센터는 교육과학기술부 기초연구사업 중 고가연구장비 구축사업의 일환으로, 고 엔탈피, 초음속 유동 환경을 모사하여, 항공우주, 군사기기, 핵융합 분야 등의 고온 재료 개발을 위한 기초 연구 장치로써, 0.4MW급 플라즈마 풍동 장치를 구축하고 있다. 0.4MW 플라즈마 풍동 장치의 플라즈마 발생부는 DC 전원 공급장치와 디스크 형태의 양극과 음극 사이에 동일 형태의 간극을 삽입한 0.4MW급 분절형 아크 플라즈마 토치로 구성되었으며, 토치에서 발생된 아크 플라즈마는 노즐을 통과하며 마하 2~4의 초음속을 나타내도록 설계 제작되었다. 시험 챔버는 노즐에서 나온 초음속 플라즈마의 특성 및 재료 시험을 위한 3차원 이송식 기판이 장착되어 있으며, 고 엔탈피 유동을 관측하기 위한 광학창을 구비하였다. 시험 챔버 하류에는 유동 안정을 위한 디퓨저(diffuser)가 설치되어 있으며, 디퓨저(diffuser)로부터 배출되는 고온가스는 열교환기를 통해 냉각된 후 진공펌프를 통해 대기로 배출되게 된다. 장치의 압력조절을 위하여 $1,000m^3/min$의 용량의 진공펌프 시스템이 설치될 예정이며 가스공급장치, 냉각수 공급장치, 디퓨져, 열교환기는 1MW급 용량으로 설계 제작되었다. 본 장치는 400kW의 전원 공급, 15 g/s의 공기유량 주입 시 약 13 MJ/kg의 고엔탈피를 가진, mach 2~4의 초음속 유동을 나타내는 것을 특징으로 한다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2013년도 제44회 동계 정기학술대회 초록집
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• pp.306-306
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• 2013

본 연구에서는 저가격, 대면적화를 위한 롤투롤 스퍼터를 이용하여, Index matching (히가시 야마 $125{\mu}m$)의 PET 기판 위에 ITO 박막을 성막 시킨 정전용량 방식의 터치 패널용 투명 전극에 대하여 전기적, 광학적, 구조적, 표면적 특성을 분석하였다. ITO 타겟은 미쓰이사(일본의) 주석 함량 5 wt%을 사용하였으며, 롤투롤 스퍼터는 degassing챔버와 스퍼터 챔버가 한 시스템에 구성되었고, Degassing 챔버는 좌우측의 Rewinder/Unwinder 롤러에 의해 감고 풀어지는 PET 기판의 수분 및 가스를 중앙부에 위치한 히터를 통해 제거하며, 수분 제거 후 스퍼터 챔버로 옮겨진 1,250 mm폭의 PET기판을 Unwinder/Rewinder 롤러에 장착하며, Unwinder 롤러로부터 풀려진 PET 기판은 guide 롤러를 거쳐 cooling drum과의 물리적 접촉에 의해 PET 기판의 냉각이 일어나게 된다. ITO 캐소드 전에 장착된 할로겐 히터 상부로 기판이 지나가면서 열처리가 진행되고 열처리 후 두 개의 ITO 캐소드 상부를 지나면서 연속적으로 ITO 박막이 PET 기판에 성막 되게 된다. ITO 박막의 주요 성막 변수인 DC Power, Ar/$O_2$ 가스 유량비, 기판의 속도는 최적으로 고정하고, 성막된 ITO박막의 필름을 각각 고온 챔버에서 $150^{\circ}C$도에서 10 min에서 60 min 동안 각각 열처리를 통한 내열성 테스트를 진행하여 ITO 필름의 특성 향상을 비교 분석하였다. 분석을 위해 전기적 특성은 four-point probe로 측정했고, 투과도는 Nippon Denshoku사(社)의 COH-300A를 이용해 가시광(550 nm)에서 분석했고, FE-SEM으로 ITO박막의 표면 상태를 분석하였다. 또한 Rolling Tester (Z-300)를 이용하여 기계적 안정성을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1195-1201
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• 2010

본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 고온 연소 가스를 이용하여 축소형 고고도 환경 모사용 초음속 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 실험 장치는 연소실, 진공 챔버, 디퓨저로 구성되어 있다. 고고도 환경 모사 시험은 연소실 압력이 약 26, 29, 32barg 세 조건으로 수행하였고, 세가지 조건에서 모두 디퓨저는 성공적으로 시동되었으며 진공 챔버 압력이 약 140torr로 형성하였다. 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저의 시동 특성과 비교하였을 때 시동 압력과 압력 분포 등의 시동 특성의 경향성은 유사하였으나, 고온 환경으로 인하여 진공 챔버에 형성되는 압력은 2배 정도 높은 것을 확인하였다. 본 연구 결과는 향후 실물형 고고도 환경 모사 시험 설비를 구축하는데 기초 자료로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2013년도 제44회 동계 정기학술대회 초록집
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• pp.147-147
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• 2013

인공위성이 임무를 수행하는 우주공간은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로, 위성체는 이러한 가혹한 우주환경의 영향으로 인해 주요부품의 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 10E-06 torr 이하의 고진공과 $-180^{\circ}C$의 극저온 환경으로 일컬어지는 우주환경을 지상에서 모사하여 위성체의 안정성 및 신뢰성을 시험하기 위해서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 한국항공우주연구원에서는 인공위성의 탑재체인 광학카메라의 국산화 개발을 위하여 우주공간의 고진공과 극저온 상태를 모사할 수 있는 ${\varphi}4m{\times}L10m$ 규모의 광학탑재체 전용 열진 공챔버를 국산화 개발하여 사용하고 있다. 탑재체 진공시험은 진공환경의 조성과 함께 외부진동을 완벽하게 차단하는 것이 매우 중요하다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 보유한 광학탐재체용 진공챔버에서 진공 유지와 진동 차단을 동시에 수행하고 있는 방법에 대해 살펴보고자 한다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제8권1호
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• pp.55-61
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• 2010

우주환경은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로, 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터 이러한 우주환경에 노출되어 위성체의 주요부품에 기능장애가 발생하고 결국 임무의 실패로 이어지기도 한다. 따라서 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 한다. 한국항공우주연구원에서는 정지궤도 위성과 같은 대형 위성체의 시험을 위해 ${\phi}8m{\times}L10m $급의 대형열진공챔버를 국산화 제작하였다. 대형챔버 내부에서 우주환경시험을 수행하기 위해서는 각종 EGSE cable의 연결, MLI 도포 및 대형 챔버 내부에 대한 접근이 필요하다. 대형열진공챔버는 위성체의 크기에 비해 매우 큰 진공용기로 실제 작업시 위성체에의 접근이 용이하지 않다. 이에 대형열진공챔버 내부에서 위성체 및 챔버 내부 접근의 용이성을 제공하는 전용 치구의 필요성이 대두되어 이를 설계하고자 하며, 본 논문은 access fixture라 불리는 전용치구의 설계 과정에 대해 설명한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.46.4-47
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• 2009

인공위성은 지상에서 설계 제작된 후에 발사체에 탑재되어 궤도에 진입되어 위성에 부여된 고유임무를 수행하게 된다. 위성체가 임무를 수행하는 우주공간은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어진다. 때때로 위성체는 이러한 가혹한 우주환경의 영향으로 인해 주요 부품의 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 고진공과 극저온 환경으로 일컬어지는 우주환경을 지상에서 모사하여 위성체의 안정성 및 신뢰성을 시험하기 위해서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 한국항공우주연구원에서는 인공위성의 탑재체인 광학카메라의 국산화 개발을 위하여 우주공간의 고진공과 극저온 상태를 모사할 수 있는 $\varphi4m\timesL10m$ 규모의 광학탑재체 전용 열진공챔버를 국산화 제작하였다. 관측 위성용 광학카메라는 초고정밀 장비로서, 이를 테스트하기 위한 광학탑재체용 진공챔버는 특히 진동환경에 매우 민감한 하여 10-7 grms 이하의 진동레벨을 허용하고 있다. 그러나 진공용기는 지진 및 외부 환경으로부터의 시스템외부진동과 진공펌프 및 기타 장비들로부터의 내부 진동환경에 항상 노출되어 있으며, 가진 주파수가 구조물 자체의 고유진동수와 일치될 경우 공진이 발생하여 시스템에 큰 영향을 미칠 수 있으므로, 외부 진동 및 챔버 자체 진동이 광학계에 전달되지 않도록 진동차단장치가 필요하다. 이 논문에서는 광학탑재체 궤도환경시험용 챔버에 대한 진동차단장치의 개발 및 활용 예를 논의하고자 한다.

• 실천공학교육논문지
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• 제10권2호
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• pp.125-129
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• 2018

이 논문은 LTP 퍼니스의 최적화 된 내부 유동과 온도의 균일성에 대한 수치 해석에 관한 것이다. 반도체 제조 공정에서 실리콘 웨이퍼를 어닐링하기 위한 기능을 수행한다. 특히 챔버 내부의 최고 온도를 약 $400^{\circ}C$의 고온으로 유지하여 웨이퍼를 보강한다. 공정이 고온에서 완료되면 열 교환기를 통해 온도를 낮추고 이를 수행하기 위한 작업이 반복된다. 이 논문에서 최종적인 목표는 LTPS 퍼니스의 유동 해석을 통해 챔버의 단열 공급과 배기 구조의 최적 설계를 도출하는 것과 교육과정 개발을 위한 사례 발굴에 있다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.103-108
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• 2004

우주환경은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어 진다. 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터 가혹한 우주환경에 노출되어 위성체의 주요부품에 기능장애가 발생하여 결국 임무의 실패로 이어지기도 한다. 따라서 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 한다. 한국항공우주연구원에서는 ∮3.6m×L3m 규모의 열진공챔버라 불리는 우주환경 모사장비를 보유ㆍ운용 중이나, 정지궤도 위성과 같은 대형 위성체의 시험을 위해 2005년 완공을 목표로 ∮8m×L10m급의 대형열진공챔버를 국산화 제작하고 있다. 통상 열진공챔버는 크게 진공계와 열제어계로 구분되어 질 수 있는데, 특히 열제어계에서 극저온 모사장치는 LN2를 쉬라우드 내부에 순환시킴으로서 -196℃의 극저온을 모사하는 시스템을 말한다. 본 논문에서는 국산화 대형열진공챔버의 열제어계에 적용할 극저온 모사장치의 개발 방안에 대하여 연구하였다.