• 전기학회논문지
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• 제59권1호
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• pp.152-159
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• 2010

This paper describes the actual application of a feedback control loop as a means for minimizing turbine impulse chamber pressure variation during the turbine steam valve tests at a 1,000 MW nuclear power plant. The chamber pressure control loop was implemented in the new digital control system which was installed as a replacement for the old analog type control system. There has been about 40MW of the generator output change during the steam valve tests, especially the high pressure governing valve tests, because the old control system had not the impulse chamber pressure control so the operators had to compensate steam flow drop manually. The process of each valve test consists of a closing process and an reopening process and the operators can make sure that the valves are in their sound conditions by checking the valves movement. The control algorithm described in this paper contributed to keep the change in megawatt only to 6MW during the steam valve tests. Thereby, the disturbance to reactor control was reduced, and the overall plant control system's stability was greatly improved as well.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권2호
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• pp.144-149
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• 2014

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 추력실 특성길이($L^*$) 변화에 따른 연소성능을 확인하기 위해 개발모델 추력기에 대한 지상연소시험을 수행하였다. 각각의 추력기에 대한 성능특성이 추진제 주입압력 2.41 MPa (350 psia)에서의 정상상태 추력, 비추력, 응답특성 및 특성속도 등과 같은 성능변수로 분석되었다. 시험결과, 표준모델 대비 추력실 특성길이의 증가와 감소에 따라 특성속도 및 비추력성능이 공히 감소하였던 바, 표준모델의 추력실 형상이 요구성능에 대하여 가장 적합하게 설계되었다는 사실이 확인되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.30-37
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• 2013

우주비행체의 주 엔진 및 자세제어용 추력기로 적용 가능한 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 촉매대 최적설계형상 도출을 위한 지상연소시험을 수행하였다. 추력, 비추력, 연소실 압력, 특성속도, 그리고 하이드라진 분해반응률 등을 추력실 길이변화에 따라 고찰하고, 추진제 공급압력과 성능변수가 갖는 상관관계를 제시한다. 성능평가결과, 시험조건 내에서의 촉매대 길이증가는 추력기의 성능저하를 야기하고, 공급압력 변이에 따른 추진제 소모 효율성 또한 떨어뜨리는 것이 확인되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.1-8
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• 2013

단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권5호
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• pp.65-72
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• 2021

소형위성의 궤도조정 및 궤도유지에 활용될 수 있는 700 W급 홀추력기 랩모델을 개발하였다. 스케일링 방정식을 사용하여 방전채널의 크기를 선정하였으며, 자기장이 방전채널 중심선을 기준으로 대칭성을 가지면서 방전채널 바깥에서 최대가 되도록 설계하였다. 개발된 홀추력기의 방전시험은 2.0×10^-5 Torr 이하의 배경압력을 갖는 진공 환경에서 수행되었으며 추력 스탠드를 이용하여 추력을 측정하였다. 양극전압을 300 V로 고정하고 양극유량과 코일전류를 변수로 하여 추력을 측정하였으며, 양극유량 2.36 mg/s, 코일전류 2.4 A 조건에서 양극전력 620 W에서 추력 38 mN, 통합비추력 1,540 s, 양극효율 50 %로 가장 높은 성능을 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권4호
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• pp.54-63
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• 2022

500 kg의 페이로드를 500 km 태양동기궤도에 이송가능한 소형발사체의 상단에 사용될 3톤급 액체로켓엔진을 설계하고 있다. 소형발사체의 1단에는 비행시험으로 검증된 75톤급 엔진을 사용한다. 상단용 엔진은 액체산소와 액체메탄을 연료로 사용되는데, 이 추진제 조합은 공통격벽탱크를 적용하여 무게 감소가 가능하고 비추력도 높다. 상단엔진의 사이클로는 저압으로 운용되어 신뢰성이 높은 팽창식 사이클을 채택했으며, 노즐 확대비 120이상에서 360초를 상회하는 비추력 성능을 보일 것으로 평가되었다. 엔진의 주요구성품인 연소기와 터보펌프는 목표 비용을 맞추기 위하여 적층제조된다. 엔진은 자가증기가압과 롤추력제어를 위하여 가열된 증기메탄을 제공하고, 이러한 기능을 가진 상단 추진기관시스템은 심우주탐사 등 다양한 임무에 확대 적용 가능할 것으로 기대된다.