로켓 엔진 터보펌프용 터빈은 고온, 고압의 연소가스를 사용하기 때문에 실제 환경에서 성능시험을 수행하기가 매우 어렵다. 따라서 대부분의 경우, 시험에 따르는 위험을 줄이기 위하여 공기를 사용한 시험을 통하여 성능을 평가한다. 본 논문에서는 10 톤급 액체로켓엔진 터보펌프용 터빈에 대한 공기 상사 성능시험에 대하여 기술하였다. 터빈의 공기역학적인 성능을 평가하기 위한 성능시험설비를 구성하였으며, 성능시험설비는 고압공기 공급시스템, 유량측정용 노즐, 시험부, 동력계. 압력조절을 위한 출구 오리피스 그리고 측정 및 제어 시스템으로 구성된다. 본 논문에서는 터빈성능 시험을 위한 상사시험 조건을 결정하는 방법과 시험조건을 조절하는 방법에 대하여 기술하였다. 시험결과, 측정 변수들의 상대 표준오차는 1%이내였으며 측정된 터빈 효율은 해석결과와 2% 이내로 일치하였다.
로켓 엔진 터보펌프용 터빈은 고온, 고압의 연소가스를 사용하기 때문에 실제 환경에서 성능시험을 수행하기가 매우 어렵다. 따라서 대부분의 경우, 시험에 따르는 위험을 줄이기 위하여 공기를 사용한 시험을 통하여 성능을 평가한다. 본 논문에서는 10 톤급 액체로켓엔진 터보펌프용 터빈에 대한 공기 상사 성능시험에 대하여 기술하였다. 터빈의 공기역학적인 성능을 평가하기 위한 성능시험설비를 구성하였으며, 성능시험설비는 고압공기 공급시스템, 유량측정용 노즐, 시험부, 동력계. 압력조절을 위한 출구 오리피스 그리고 측정 및 제어 시스템으로 구성된다. 본 논문에서는 터빈성능 시험을 위한 상사시험 조건을 결정하는 방법과 시험조건을 조절하는 방법에 대하여 기술하였다. 시험결과, 측정 변수들의 상대 표준오차는 1%이내였으며 측정된 터빈 효율은 해석결과와 2% 이내로 일치하였다.
In liquid rocket engine turbopump, it is difficult to evaluate turbine performance for high pressure, high temperature circumstance. Turbine test is often done by using air at similarity condition so that the turbine can be tested at lower risk. This paper describes an air similarity test program of...
In liquid rocket engine turbopump, it is difficult to evaluate turbine performance for high pressure, high temperature circumstance. Turbine test is often done by using air at similarity condition so that the turbine can be tested at lower risk. This paper describes an air similarity test program of liquid rocket engine turbopump turbine. A test facility has been built to evaluate aerodynamic performance of turbines. The test facility consists of high pressure air supply system, mass flow rate measuring nozzle, test section, hydraulic break, exit orifice for pressure control, instrumentation and control system. This paper also presents how to decide the similarity conditions of the turbine test and describes how to control test conditions. Relative standard deviation of measurement parameter was less than 1% and measured turbine efficiency corresponded with analysis result within 2%.
In liquid rocket engine turbopump, it is difficult to evaluate turbine performance for high pressure, high temperature circumstance. Turbine test is often done by using air at similarity condition so that the turbine can be tested at lower risk. This paper describes an air similarity test program of liquid rocket engine turbopump turbine. A test facility has been built to evaluate aerodynamic performance of turbines. The test facility consists of high pressure air supply system, mass flow rate measuring nozzle, test section, hydraulic break, exit orifice for pressure control, instrumentation and control system. This paper also presents how to decide the similarity conditions of the turbine test and describes how to control test conditions. Relative standard deviation of measurement parameter was less than 1% and measured turbine efficiency corresponded with analysis result within 2%.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
또한 개발된 터빈에 대하여 성능시험 과정 및 결과에 대하여 기술하였다.
본 논문에서는 항우연에 설치된 터빈 성능시험 설비에 대하여 설명하였고, 상사법칙을 이용한 시험조건 결정과정과 시험절차에 대하여 기술하였다. 또한 개발된 터빈에 대하여 성능시험 과정 및 결과에 대하여 기술하였다.
본 연구에서는 상사 터빈이 실제터빈과 동일한 크기와 형상을 가지므로 기학적 상사를 만족한다.
제안 방법
10톤급 로켓엔진 터보 펌프용 터빈의 성능평가를 위하여 공기 상사 성흐시험을 수행하였다. 터빈 상사시험을 위한 시설비는 고압공기 공급시스템, 공기 가열시스템」 터빈 시험 장치, 자동압력조절 장치, 제어 및 자료획득 시스템으로 구성하였다.
계산을 수행한 영역에서 각 측정변수들의 상대표준 편차는 1% 이내로 정상 상태를 유지하였다. 같은 방법으로 2회의 성능시험을 수행하여 얻은 4개의 작동 점으로부터 설계 점(U/Cad=0.275)에서의 효율을 구하였다. Fig.
공기 가열시스템은 터빈 시험 장치로 유입되는 공기를 알콜을 연소시켜 가열하는 장치로 최대 14 MPa에서 작동 가능하며 최대 가열 가능온도는 400 °C이다. 공기 가열시스템은알콜 가열기와 알콜 저장 용기, 알콜 가압용 질소용기로 구성되며 본 연구에서는 사용하지 않았다(Fig. 2).
힘들다. 동일한 자동압력조절장치 모드에서 터빈 입구 압력이 약간의 차이를 보이기 때문에 시험조건 부근에서 몇 차례 성능시험을 수행하여 그 결과를 보정하여 성능을 구하였다.
성능시험 설비를 구축하였다. 성능시험 설비는 로켓 엔진용 터보 펌프 구성품인 터빈, 연료펌프, 산화제 펌프의 성능시험과 터보펌프 조립체 성능시험을 수행할 수 있도록 설계/제작되었다.
또한 압력비는 터빈 출구에 설치된 오리피스의 직경에 의해 결정된다. 시험 설비의 특성을 고려하여, 상사조건을 만족하도록 성능시험 조건을 결정하여 공기상사 성능시험을 수행하였다. 시험 중 미리 설정된 순서로 터빈 입구압력을 조절함으로써 설계점에서의 터빈 성능을 측정하였다.
시험 설비의 특성을 고려하여, 상사조건을 만족하도록 성능시험 조건을 결정하여 공기상사 성능시험을 수행하였다. 시험 중 미리 설정된 순서로 터빈 입구압력을 조절함으로써 설계점에서의 터빈 성능을 측정하였다. 성능을 측정한 영역에서 측정변수들의 상대표준편차는 1% 이내로 정상 상태를 유지하였으며 측정된 개발 터빈의 효율은 0.
또한 각종 actuator들을 작동하여 시험용 고압 공기의 온도, 압력, 유량을 조절/측정하고, 시동 및 정지 시에는 정확한 time sequence로 각종 밸브를 제어한다. 진동과 압력요동 등 높은 주파수의 신호를 측정하기 위하여 고주파 측정시스템을 별도로 사용하였다. 자동압력조절 시스템은 자동압력조절 장치를 조절하여 공기의 압력을 변화시키거나 일정하게유지시켜주며 자동 또는 수동 작동이 가능하다.
터빈 성능시험은 2차에 걸쳐 수행하였으며 각 시험은 터빈 입구 압력을 4개의 모드에 걸쳐서 증가시키며 성능시험을 수행하였다. Fig.
7은 1 차 터빈시험 동안 4개의 모드에서 터빈 입구 압력 변화에 따른 회전수와 유량의 변화를 나타낸 것이다. 터빈 입구 압력이 Table 1의 상사조건인 2.2 MPa 전후의 값을 가지는 모드 3과 모드 4에 표시된 영역에서 각 측정변수들을 평균하여 터빈의 성능을 계산하였다. 계산을 수행한 영역에서 각 측정변수들의 상대표준 편차는 1% 이내로 정상 상태를 유지하였다.
토크 Q 는 수력 동력계에 설치된 로드셀에서 측정되며, 회전수 3는 수력 동력계 끝단에 설치된 마그네틱 센서에 의해 측정된다. 터빈 입구에서 측정된 정온 도와 정압력은 입구 마하수를 사용하여 전 온도와 전압력으로 환산하였다.
대상 데이터
결정하였다. 시험에 사용된 터빈은 10 톤급로켓엔진 터보펌프용으로 설계/제작된 터빈을 사용하였다. 터빈은 부분흡입형 초음속 충동형 터빈이며, 노즐과 동익 그리고 배기 파이프로 구성되어 있다(Fig.
수행하였다. 터빈 상사시험을 위한 시설비는 고압공기 공급시스템, 공기 가열시스템」 터빈 시험 장치, 자동압력조절 장치, 제어 및 자료획득 시스템으로 구성하였다. 시험부로.
터빈 시험 장치는 Fig. 3Z 4와 같이 시험터빈, 수력 동력계, 냉각수 조절용 밸브 (Throttle valve), 출구 오리피스로 구성된다. 수력 동력계는 터빈에서 발생한 동력을 터빈 축과 연결된 디스크와 물의 마찰에 의해 흡수하는 장치이다.
시험에 사용된 터빈은 10 톤급로켓엔진 터보펌프용으로 설계/제작된 터빈을 사용하였다. 터빈은 부분흡입형 초음속 충동형 터빈이며, 노즐과 동익 그리고 배기 파이프로 구성되어 있다(Fig. 6). 상사 터빈 출력은 효율을 0.
이론/모형
터빈 공기 상사 성능시험 조건은 실제터빈의설계점 운전조건에 상사 법칙을 적용하여 결정한다. 상사시험조건을 결정하기 위하여 사용되는무차원 계수의 계산에 필요한 측정변수 및 물성치는 다음과 같다.
성능/효과
5와 2%의 차이를 보였다. 또한, 알콜을 연료로 사용하여 수행한 터빈, 연료, 산화제 펌프 조립체 상사시험을 통해 측정된 터빈 효율 0.51과는 2%의 차이를 나타내었다. 향후 실제 연료를 사용하는 터보 펌프 시험을 수행할 경우 본 연구에서 수행한 터빈 상사시험 결과의 타당성 및 신뢰도를 높일 수 있을 것으로 판단된다.
결과를 함께 나타내었다. 성능시험에 의해서 얻어진 설계점 효율은 0.49로 성능해석에 의해 얻어진 효율 0.5와 2%의 차이를 보였다. 또한, 알콜을 연료로 사용하여 수행한 터빈, 연료, 산화제 펌프 조립체 상사시험을 통해 측정된 터빈 효율 0.
시험 중 미리 설정된 순서로 터빈 입구압력을 조절함으로써 설계점에서의 터빈 성능을 측정하였다. 성능을 측정한 영역에서 측정변수들의 상대표준편차는 1% 이내로 정상 상태를 유지하였으며 측정된 개발 터빈의 효율은 0.49로 성능해석을 통해 얻어진 효율과 2% 차이를 나타내었다.
후속연구
51과는 2%의 차이를 나타내었다. 향후 실제 연료를 사용하는 터보 펌프 시험을 수행할 경우 본 연구에서 수행한 터빈 상사시험 결과의 타당성 및 신뢰도를 높일 수 있을 것으로 판단된다.
참고문헌 (5)
Bordelon, W.J. Jr., Kauffman, W.J. Jr., and Heaman, J.P., "The Marshall Space Flight Center Turbine Test Equipment; Description and Performance," ASME 93-GT-380, 1993
AI-Helper
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.