액체로켓용 터보펌프시스템의 주요한 구성품의 하나로서 고압 터보펌프의 구동에 사용되는 터빈시스템 설계에 대한 연구가 수행되었다. 터빈시스템은 가스발생기에서 발생된 고온/ 고압의 연소가스의 운동에너지를 펌프를 구동시킬 수 있는 기계적 에너지로 전환하는데, 노즐을 통해 연소가스의 운동 에너지를 증가시켜 펌프와 동일 축으로 연결된 동익을 회전시킨다. 액체로켓엔진의 시스템설계의 결과로 주어지는 압력비, 일량, 입구온도, 입구압력 등의 요구조건하에, 이를 만족시키는 터빈 시스템(노즐 및 동익)의 설계연구가 수행되었다. 터빈시스템은 입/ 출구 압력비에 따라서 개방형(Open Type)과 밀폐형(Closed Type)으로 나눌 수 있는데, 개방형의 경우 높은 압력비와 소량의 유량을 필요로 하며 충격형(Impulse Type)의 동익이 사용되며, 낮은 압력비와 다량의 유량을 필요로 하는 밀폐형의 경우 반동형(Reaction Type)의 동익이 사용된다. 시스템의 단순화 및 효율화를 위해서 본 연구에서는 개방형 터빈시스템이 채택되었으며, 특히 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로 효율을 증가시키기 위해서 부분분사노즐(Partial Admission Nozzle)이 채택되었으며, 이의 효율에 미치는 영향이 연구되었다. 공기역학적 이론과 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터빈 상사시험을 통하여 본 연구에 적용된 설계를 검증하고자 한다.
액체로켓용 터보펌프시스템의 주요한 구성품의 하나로서 고압 터보펌프의 구동에 사용되는 터빈시스템 설계에 대한 연구가 수행되었다. 터빈시스템은 가스발생기에서 발생된 고온/ 고압의 연소가스의 운동에너지를 펌프를 구동시킬 수 있는 기계적 에너지로 전환하는데, 노즐을 통해 연소가스의 운동 에너지를 증가시켜 펌프와 동일 축으로 연결된 동익을 회전시킨다. 액체로켓엔진의 시스템설계의 결과로 주어지는 압력비, 일량, 입구온도, 입구압력 등의 요구조건하에, 이를 만족시키는 터빈 시스템(노즐 및 동익)의 설계연구가 수행되었다. 터빈시스템은 입/ 출구 압력비에 따라서 개방형(Open Type)과 밀폐형(Closed Type)으로 나눌 수 있는데, 개방형의 경우 높은 압력비와 소량의 유량을 필요로 하며 충격형(Impulse Type)의 동익이 사용되며, 낮은 압력비와 다량의 유량을 필요로 하는 밀폐형의 경우 반동형(Reaction Type)의 동익이 사용된다. 시스템의 단순화 및 효율화를 위해서 본 연구에서는 개방형 터빈시스템이 채택되었으며, 특히 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로 효율을 증가시키기 위해서 부분분사노즐(Partial Admission Nozzle)이 채택되었으며, 이의 효율에 미치는 영향이 연구되었다. 공기역학적 이론과 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터빈 상사시험을 통하여 본 연구에 적용된 설계를 검증하고자 한다.
The turbine system composed of a nozzle and a rotor is used to drive turbopumps while gas passes through the nozzle, potential energy is converted to kinematic energy, which forces the rotor blades to spin. In this study, an aerodynamic design of a turbine system is investigated using compressible f...
The turbine system composed of a nozzle and a rotor is used to drive turbopumps while gas passes through the nozzle, potential energy is converted to kinematic energy, which forces the rotor blades to spin. In this study, an aerodynamic design of a turbine system is investigated using compressible fluid dynamic theories with some pre-determined design requirements (i.e.,pressure ratio, rotational speed, required power etc.) obtained from a liquid rocket engine (L.R.E.) system design. For simplicity of a turbine system, impulse-type rotor blades for open type L.R.E. have been chosen. Usually, the open-type turbine system requires low mass flow rate compared to the close-type system. In this study, a partial admission nozzle is adopted to maximize the efficiency of the close-type turbine system. A design methodology of the a turbine system has been introduced. Especially, a partial admission nozzle has been designed by means of simple empirical correlations between efficiency and configuration of the nozzle. Finally, a turbine system design for a 10 ton thrust level of L.R.E is presented.
The turbine system composed of a nozzle and a rotor is used to drive turbopumps while gas passes through the nozzle, potential energy is converted to kinematic energy, which forces the rotor blades to spin. In this study, an aerodynamic design of a turbine system is investigated using compressible fluid dynamic theories with some pre-determined design requirements (i.e.,pressure ratio, rotational speed, required power etc.) obtained from a liquid rocket engine (L.R.E.) system design. For simplicity of a turbine system, impulse-type rotor blades for open type L.R.E. have been chosen. Usually, the open-type turbine system requires low mass flow rate compared to the close-type system. In this study, a partial admission nozzle is adopted to maximize the efficiency of the close-type turbine system. A design methodology of the a turbine system has been introduced. Especially, a partial admission nozzle has been designed by means of simple empirical correlations between efficiency and configuration of the nozzle. Finally, a turbine system design for a 10 ton thrust level of L.R.E is presented.
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문제 정의
개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로, 확산에 의한 효율감소를방지하기 위하여 부분분사노즐(partial admission nozzle)을 채택하였으며, 이의 효율에 미치는 영향도 고찰하였다. 공기역학이론과 이에 대한 보완으로 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터 빈상사성 능시 험을 통하여 본 연구에 적용된 설계방법을 검증하고자한다.
4 절에 소개된 절차를 사용하여 노즐과 동익을 설계하였다. 설계된 터빈시스템을 간단히요약하여 표 4에 정리하였으며, 향후 항우연에서 터 빈상사성 능시 험을 통하여 설계를 검 증하고자한다.
가설 설정
온도는 단열조건을 사용하므로 손실이없는 것으로 가정한다. 즉 T 00= T 이이다.
제안 방법
시스템의단순화 및 효율화를 위해서 개방형 터빈시스템을채택하였다. 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로, 확산에 의한 효율감소를방지하기 위하여 부분분사노즐(partial admission nozzle)을 채택하였으며, 이의 효율에 미치는 영향도 고찰하였다. 공기역학이론과 이에 대한 보완으로 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터 빈상사성 능시 험을 통하여 본 연구에 적용된 설계방법을 검증하고자한다.
본 연구에서는 터빈시스템의 공력설계이론에대한 연구가 이루어졌으며, 로켓엔진시스템 설계의 결과로 주어지는 압력비, 회전속도, 일량, 입구온도, 입구압력 등의 요구조건하에 이를 만족시키는 터빈시스템 설계가 수행되었다. 시스템의단순화 및 효율화를 위해서 개방형 터빈시스템을채택하였다.
시스템의단순화 및 효율화를 위해서 개방형 터빈시스템을채택하였다. 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로, 확산에 의한 효율감소를방지하기 위하여 부분분사노즐(partial admission nozzle)을 채택하였으며, 이의 효율에 미치는 영향도 고찰하였다.
회전수 50, 000 RPM, 압력비 13.6, 요구출력 890 Kw 급의 터빈시스템 설계가 이루어졌다. 위에서 소개된 절차를 사용하여, 노즐 및 동익의기본적인 값들을 계산한 후, 요구유량 선정 절차에 의해서 근사 부분분사비와 질유량을 결정하였다 그림 9에 나타난 바와 같이 질유량이 1.
대상 데이터
채택되었다. 이의 특징인 소량의 유량으로 인한 효율저하를 대비하여 부분 분사 노즐이 사용되었으며, 설계 예로 890Kw급의 소형 터빈 시스템 설계가 이루어졌다. 본 연구의 결과로 액체 로켓용 터빈시스템설계에 대한 이론적인 기초연구가 이루어졌으며, 향후 액체로켓엔진의 개발에 기여할 것으로 사료된다.
성능/효과
6, 요구출력 890 Kw 급의 터빈시스템 설계가 이루어졌다. 위에서 소개된 절차를 사용하여, 노즐 및 동익의기본적인 값들을 계산한 후, 요구유량 선정 절차에 의해서 근사 부분분사비와 질유량을 결정하였다 그림 9에 나타난 바와 같이 질유량이 1.4 Kg/s일 때 요구동력을 만족시켰으며, 부분분사비가 0.355일 경우 최고의 효율을 나타내었다. 그림 10에는 질유량이 1.
후속연구
이의 특징인 소량의 유량으로 인한 효율저하를 대비하여 부분 분사 노즐이 사용되었으며, 설계 예로 890Kw급의 소형 터빈 시스템 설계가 이루어졌다. 본 연구의 결과로 액체 로켓용 터빈시스템설계에 대한 이론적인 기초연구가 이루어졌으며, 향후 액체로켓엔진의 개발에 기여할 것으로 사료된다.
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