[논문]임펠러 및 플로팅 링 실이 원심 펌프의 성능에 미치는 영향

김대진; 최창호; 홍순삼; 김진한

doi:10.3795/ksme-b.2011.35.10.1083

초록
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임펠러 및 플로팅 링 실의 형상이 원심 펌프의 성능에 미치는 영향을 수류 시험 결과를 토대로 연구하였다. 연구 대상이 된 펌프는 30 톤급 및 75 톤급 액체로켓엔진용으로 개발된 단단 원심형 펌프로 연소실에 추진제(액체산소, 케로신)를 공급하는 터보펌프의 일부이다. 펌프의 양정은 임펠러 출구 폭 및 날개 개수, 날개의 출구 각도의 영향을 받는 것으로 나타났다. 또한 개발된 펌프는 플로팅 링 실의 간극에 따라 그 효율에 차이가 있었으며, 크기 증가에 따른 효율 증가 효과는 크게 나타나지 않았다.

Abstract ▼ AI-Helper

The effects of an impeller and floating ring seals on the performance of centrifugal pumps are investigated on the basis of their test results using water. The pumps are single-staged centrifugal pumps developed for 30-ton- and 75-ton-class liquid rocket engines, and are components of a turbopump th...

The effects of an impeller and floating ring seals on the performance of centrifugal pumps are investigated on the basis of their test results using water. The pumps are single-staged centrifugal pumps developed for 30-ton- and 75-ton-class liquid rocket engines, and are components of a turbopump that supplies propellants (liquid oxidizer and kerosene) to the combustion chamber. The exit width of the impellers and the numbers and exit angles of the impeller blades are found to have influences on the pump heads. In addition, the pumps have different efficiencies according to the gaps between the floating ring seals and the impellers, whereas the pump size seems to have less effect on the efficiency.

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문제 정의

75 톤급 펌프는 현재 검증용 모델에 대한 상사매질시험으로 그 성능을 검토하고 있다. 여기서는 그간 제작된 액체 로켓엔진용 원심 펌프들의 성능을 수류 상사 시험 결과를 토대로 비교하여, 성능에 영향을 미치는 요인들에 대해 검토해 보도록 하겠다.
30 톤급 펌프의 임펠러가 9 개의 날개로 구성되어 있는데 반해, 75 톤급에서는 양정 증가를 위해 임펠러 날개 구성을 6 개의 주날개와 6 개의 보조날개로 변경하였다. 플로팅 링 실의 간극은 30-OP-DM 에서 가장 좁으며, 75-OP-DM 에서는 실매질 시험에서 검증된 30-OP-EM 의 수준을 유지하고자 하였다.

제안 방법

개발된 펌프들은 그 개발단계에 따라 검증용 모델(Demonstration Model; DM)과 시험용 모델(Experimental Model; EM) 로 나눌 수 있다. 30 톤급 펌프는 검증용 모델을 가지고 물과 액체질소를 이용한 상사시험을 실시하여 성능을 확인한 뒤, 시험용 모델에 대한 해외 실매질 시험을 통해 설계의 안정성 및 성능을 검증하였다. 75 톤급 펌프는 현재 검증용 모델에 대한 상사매질시험으로 그 성능을 검토하고 있다.
펌프는 모터와 기어박스를 이용하여 구동되며, 상온의 물을 폐회로로 순환시켜 시험이 이루어지는데, 시험 중에 펌프에 캐비테이션이 생기지 않도록 시험 전 폐회로를 가압한다. 펌프의 유량은 출구 배관 쪽에 위치한 터빈 유량계에서 측정되며 측정 정밀도를 높이기 위해 유량계 전단에 정류관(straightener)을 설치하였다. 구동 토크는 기어박스와 펌프 사이에 장착된 토크미터에서 측정된다.
그리고 펌프의 입출구 배관에는 양정 측정을 위한 압력 센서가 연결되어 있다. 각 펌프의 시험은 모터와 기어박스의 규격을 고려하여 정격 회전수 대비 40~50% 수준에서 진행하였으며, 글로브 밸브를 통해 조절되는 펌프의 작동 유량계수비(시험 유량계수의 설계유량계수에 대한 비율)는 85%~115%로 설정하였다.
30 톤급과 75 톤급 액체로켓엔진에 추진제를 공급하기 위해 개발된 산화제와 케로신을 매질로 하는 원심펌프들의 성능을 수류 시험 결과를 토대로 비교하였다. 임펠러 날개 개수가 많고 날개의 출구 각도가 컸던 75 톤급 원심펌프의 양정계수가 30 톤급 모델보다 컸다.

성능/효과

75-FP-DM 에서 나타난 양정계수의 증가 현상은 산화제펌프와 마찬가지로 임펠러 출구각과 날개 개수의 영향으로 생각된다. 또한 75-FP-DM 은 다른 모델과 달리 저유량 영역에서 양정 상승폭이 큰 것으로 나타났다. 그리고 임펠러 출구 폭을 줄였던 30-FP-EM⁽⁷⁾는 30-FP-DM 보다 양정계수가 감소하였다.
연료펌프의 효율은 산화제펌프보다 작은데, 이는 낮은 비속도로 인해 마찰 손실이 증가하기 때문으로 알려져 있다. 세 모델 중 75-FP-DM 의 효율이 가장 높은데, 이는 30-OP-DM 에서와 같이 플로팅 링 실 간극 축소로 체적 효율이 증가했기 때문으로 추정되며 크기 증가로 인한 펌프 효율 향상은 크지 않은 것으로 보인다. 연료펌프의 경우 산화제펌프와는 달리 폭발의 위험이 없기 때문에 작은 간극에서 운용이 가능할 것으로 보인다.
10 은 펌프 비속도(rpm, m³/min, m)에 따른 효율의 경향을 비교한 그림이다. 비속도가 큰 산화제펌프의 효율이 연료펌프의 효율보다 좋은 것을 확인할 수 있으며, 플로팅 링 실 간극이 작은 30-OP-DM 과 75-FP-DM 의 효율이 상대적으로 높은 것을 알 수 있다.
또한 임펠러 출구 폭이 작았던 30-FP-EM 의 경우 날개의 출구 각도 증가로 인한 양정 증가가 상대적으로 작게 나타났다. 또한 비속도가 큰 산화제펌프의 효율이 연료펌프보다 좋았으며, 플로팅 링 실의 간극이 작은 펌프들은 누설유량의 감소 효과로 인해 효율이 높은 것으로 나타났다. 그러나 크기 증가에 따른 효율 증가 효과는 두드러지지 않은 것으로 추정되었다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	터보펌프식 엔진시스템의 장점은?	효율이 높고 추력 제어가 쉽기 때문에 추력이 큰 발사체에 일반적으로 널리 사용되는 액체로켓 엔진시스템은 추진제의 공급 방법에 따라 가압식 엔진시스템과 터보펌프식 엔진시스템으로 나눌 수 있다. 이 중 터보펌프식 엔진시스템은 탱크 압력을 낮출 수 있고, 펌프를 통해 연소실에서 요구되는 높은 압력의 추진제를 공급할 수 있기 때문에 탱크 무게를 줄이고 성능 향상을 꾀할 수 있는 이점이 있다. 이런 이유로 현재 운용되고 있는 대부분의 액체로켓엔진은 터보펌프식 엔진시스템을 채택하고 있다.
	액체로켓 엔진시스템은 어떤 기준으로 어떻게 나눌 수 있는가?	효율이 높고 추력 제어가 쉽기 때문에 추력이 큰 발사체에 일반적으로 널리 사용되는 액체로켓 엔진시스템은 추진제의 공급 방법에 따라 가압식 엔진시스템과 터보펌프식 엔진시스템으로 나눌 수 있다. 이 중 터보펌프식 엔진시스템은 탱크 압력을 낮출 수 있고, 펌프를 통해 연소실에서 요구되는 높은 압력의 추진제를 공급할 수 있기 때문에 탱크 무게를 줄이고 성능 향상을 꾀할 수 있는 이점이 있다.
	항우연에서 개발한 터보펌프는 무엇으로 구성되어 있는가?	항우연에서 개발한 터보펌프는 모두 액체산소와 케로신을 매질로 하는 개방형 액체로켓엔진에 적용 가능한 모델이다. 단단 원심형 펌프인 산화제 펌프(Oxidizer Pump; OP), 연료펌프(Fuel Pump; FP)와 이를 구동하기 위한 단단 충동형 터빈으로 구성된 일축식 모델로 작동 온도 환경과 흡입성능을 고려하여 산화제펌프-연료펌프-터빈 순서로 배치되어 있다. 또한 산화제펌프와 연료펌프 사이에는 혼합방지실(inter-propellant seal)을 설치하여 두 추진제가 섞이는 것을 방지한다.

참고문헌 (10)

Huzel, D. K. and Huang, D. H., 1992, Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines, AIAA Press, Washington D. C.
Kim, J., 2008, "Status of the Development of Turbopumps in Korea," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 12, No. 5, pp.73-78.
Hong, S. S., Kim, D. J., Kim, J. S. and Kim, J., 2009, "Real-Propellant Test of a Turbopump of for a 30-Ton Thrust Level of Liquid Rocket Engine," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 13, No. 3, pp.20-26.
Kim, D. J., Choi, C. H., Hong, S. S., Kwak, H. D. and Kim, J., 2011, "Water Tests of Fuel Pump for 75-ton Class Liquid Rocket Engine," Journal of Fluid Machinery, Vol. 14, No. 1, pp.61-65.

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Anon., 1973, "Liquid Rocket Engine Centrifugal Flow Turbopumps," NASA Monograph SP-8109.
Hong, S., Lim, H., Kim, D., Cha, B., Kang, J., Lim, B. and Kim, J., 2004, "Performance Tests and Evaluations for a Turbopump," Journal of Fluid Machinery, Vol. 7, No. 3, pp.84-87.

원문보기 상세보기
Kim, D. J., Hong, S. S., Kim, J. S. and Kim, J., 2009, "Water Tests of Pumps for Real-Propellant Tests of Turbopump," Aerospace Engineering and Technology, Vol. 8, No. 1, pp.26-31.
Sutton, G. P. and Biblarz, O., 1992, Rocket Propulsion Elements, John Wiley & Sons, Hoboken, New Jersey.
Kim, D. J., Hong, S. S., Choi, C. H. and Kim, J., 2006, "The Hydraulic Tests of LOX Pumps for a Liquid Rocket Engine," Proceedings of the fourth national congress on fluids engineering, Vol. 1,pp.523-526.
Kim, D. J., Hong, S. S., Choi, C. H. and Kim, J., 2005, "Performance Tests of Fuel Pump for Liquid Rocket Engine," Aerospace Engineering and Technology, Vol. 4, No. 1, pp.7-13.

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