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NTIS 바로가기한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.18 no.1, 2014년, pp.65 - 72
정은환 (Turbopump Department, Korea Aerospace Research Institute) , 강상훈 (Advanced Propulsion System Department, Korea Aerospace Research Institute) , 홍문근 (Advanced Propulsion System Department, Korea Aerospace Research Institute) , 이항기 (Turbopump Department, Korea Aerospace Research Institute) , 이수용 (Advanced Propulsion System Department, Korea Aerospace Research Institute) , 김진한 (Turbopump Department, Korea Aerospace Research Institute)
Turbine rotor-pyrostarter coupled test was performed for the verification of thermo-structural suitability of a turbopump turbine. Newly developed solid propellant and design concept were used in pyrostarter development. In case of turbine rotor, rotor configuration modification and post EDM machini...
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핵심어 | 질문 | 논문에서 추출한 답변 |
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가스발생기 사이클(gas generator cycle) 액체 로켓엔진의 시동에는 주로 무엇이 사용되는가? | 가스발생기 사이클(gas generator cycle) 액체 로켓엔진의 시동에는 SPGG (Solid Propellant Gas Generator), 즉 파이로 시동기가 널리 사용된다. 현재 한국항공우주연구원에서 개발중인 75톤, 7톤급 액체로켓엔진 역시 파이로 시동기를 이용한 시동방식을 채택하고 있다. | |
파이로 시동기의 특징은? | 점화된 파이로 시동기의 연소가스는 독립적인 유로를 통해 터보펌프의 터빈으로 공급되고 펌프와 단일축으로 연결된 터빈은 터보펌프 정격 회전수의 약 50% 수준까지 가속되어 가스발생기의 점화가 가능한 환경을 만들어 낸다[1]. 이러한 초기 가속구간은 터보펌프 터빈의 열응력이 극심한 구간이며 구조적으로 가장 열악한 환경이 된다[2]. | |
파이로 시동기의 초기 가속구간은 어떤 환경인가? | 점화된 파이로 시동기의 연소가스는 독립적인 유로를 통해 터보펌프의 터빈으로 공급되고 펌프와 단일축으로 연결된 터빈은 터보펌프 정격 회전수의 약 50% 수준까지 가속되어 가스발생기의 점화가 가능한 환경을 만들어 낸다[1]. 이러한 초기 가속구간은 터보펌프 터빈의 열응력이 극심한 구간이며 구조적으로 가장 열악한 환경이 된다[2]. 설계/운용 환경에 따른 터빈의 형상적 특징(얇은 익단의 블리스크, 일체형 슈라우드, 높은 허브-팁 비율 (hub-to-tip radius ratio), 높은 단하중 (stage-loading) 등은 열구조적 불안전성을 배가시키며 엔진의 개발시험을 고려한 다수의 엔진 시동/종료 요구조건과 함께 신뢰도 높은 터빈의 개발에 난점으로 작용한다[3]. |
Yoon, S.H., Jeon, S.M., and Kim, J., "Transient Thermal and Structural Analysis of Liquid Rocket Turbopump Turbine," 2005 ASME Summer Heat Transfer Conference, San Francisco, CA., USA, Jul. 2005.
Jeong, E., Yoon, S.H., Moon, S.D., Kim, J., and Seol, W.S., "Current Status of a Turbopump Turbine Development for the Improvement of Thermo-Mechanical Reliability," Current Industrial and Technological Trends in Aerospace, Vol. 10, No. 1, pp. 154-161, 2012.
Jeong, E., "Turbine Rotor - Pyrostarter Integrated Test," TR-13534-PA30000-0005, Korea Aerospace Research Institute, Internal document, 2005.
Hong, M. and Han, S.Y., "Present Status and Prospective of Turbopump Starter for KSLV," KARI-PCG-TM-2005-002, Korea Aerospace Research Institute, Internal document, 2005.
Hong, M. and Lee, S.Y., "Deveopment of Pyro-starter TM," KARI-FLT-TM-2009-002, Korea Aerospace Research Institute, Internal document, 2009.
Song, J.K., Choi, S.H., Hong, M., and Lee, S.Y., "Development of Propellant for Turbopump PyroStarter," Proceedings of the 2009 KSPE Spring Conference, pp. 7-10, 2009.
Choi, J., Song, J.K., Choi, S.H., Hong, M., and Kang, S., "Study of Solid Propellant for Starter of Turbo Pump," Proceedings of the 2013 SASE Spring Conference, 2013.
Jeong, E., Yoon, S.H., Moon, S.D., and Kim, J., "Study on Stress Concentration Relief and EDM Recast Layer Removal of a Turbopump Turbine Rotor," The 12th Symposium on Space Launch Technology, KAIST, 2013.
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오픈액세스 학술지에 출판된 논문
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