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7톤급 액체로켓 엔진 터보펌프 터빈 성능 연구
Study on the Turbine Performance of 7 ton Liquid Rocket Engine Turbopump 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.11 no.1, 2017년, pp.8 - 13  

이항기 (한국항공우주연구원 터보펌프팀) ,  신주현 (한국항공우주연구원 터보펌프팀) ,  최창호 (한국항공우주연구원 터보펌프팀)

초록
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한국형 발사체 3단 엔진용 터보펌프 터빈에 관해 성능 시험을 수행하여 성능 특성 결과를 분석하였다. 터빈은 초음속 충동형 방식의 단단 형태이며, 노즐은 시동 노즐 1개와 정상 운전용 노즐 4개로 이루어졌으며, 부분 분사 형태로 되어 있다. 한국항공우주연구원 내의 고압 공기 터빈 상사 시험 설비를 이용하여 상사 시험을 수행하였다. 시험 결과 효율은 회전수 변화에 크게 변화하며, 이에 반해 압력비 변화에는 다소 작게 변화하는 초음속 충동형 터빈의 일반적인 특성을 보이고 있다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

This study was performed to evaluate the turbine performance of a turbopump in the third stage engine of the Korea Space Launch Vehicle-II. The turbine is a supersonic impulse type with a single rotor. One nozzle is for starting and four remaining nozzles are for steady operation. A similarity test ...

주제어

#초음속 충동형 터빈   #터보펌프   #부분 분사  

AI 본문요약
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문제 정의

  • 한국형 발사체의 3단 엔진에 들어가는 터보펌프 터빈에 대한 성능 시험을 수행하였다. 고압 공기 설비를 이용한 상사 성능 시험을 통해 초음속 충동형 터빈의 특성과 효율을 정량적 데이터를 얻을 수 있었다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
터보펌프란 무엇인가? 상단인 3단은 7톤급 엔진 1개로 이루어진다. 터보펌프는 산화제인 액체 산소와 연료인 케로신을 고압, 고유량으로 연소기에 공급하는 장치로, 가스 발생기에서 생성된 가스의 고온 고압 상태 에너지를 터빈에서 동력으로 변환시켜 동일 축으로 연결된 펌프에 동력을 전달한다. 발사체에 적용중인 엔진 방식은 터빈을 구동시킨 가스를 그대로 외부로 방출시키는 개방형 엔진으로 되어 있다.
터빈 성능을 측정하기 위해 어떤 요소들을 측정해야 하는가? 터빈 성능을 측정하기 위해서는 터빈 입구의 온도, 압력, 유량을 측정하여야 하며, 터빈 출구에서는 압력, 온도를 측정한다. 온도는 정확성을 높이기 위해 해당 온도 범위에서 가장 높은 정확도를 나타내는 RTD 4선 타입의 PT100 센서를 사용하였다.
터빈 노즐에서 연소 생성물인 검댕이가 침착이 되는 이유는 무엇인가? 가스 발생기에서 생성된 연소 가스는 터빈의 재질이 견딜 수 있는 허용 온도 때문에 완전 연소가 아닌 연료 과잉 상태이다. 이 때문에 터빈 노즐에서는 연소 생성물인 검댕이(soot)가 침착이 되며, 터빈 노즐 목면적을 변화시키게 된다.
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참고문헌 (7)

  1. J. H. Kim, C. H. Choi, E. H. Jeong, S. M. Jeon and S. S. Hong, "Development Status of a Turbopump for Korea Space Launch Vehicle (KSLV-II)," Proceedings of the 2012 KSAS Fall Conference, pp. 254-263, 2012. 

  2. E. H. Jeong, H. G. Lee, P. G. Park and J. H. Kim, "Investigation on the Performance Characteristics of the 75 ton Class Turbopump Turbine," Journal of the Korea Society of Propulsion Engineers, vol. 14, no. 5, pp.65-71, 2010. 

  3. H. G. Lee, J. H. Shin, E. H. Jeong and C. H. Choi, "Turbine Performance Experiments for the Turbopump of a Liquid Rocket Engine," International Jounral of Aerospace System Engineering, vol. 3, no. 1, pp.29-33, 2016. 

  4. D. K. Huzel and D. H. Huang, "Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engine," AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics, vol. 147, Chapter 6, 1992. 

  5. E. Macchi and G. Lozza, "Comparison of partial vs full admission for small turbines at low specific speeds," American Society of Mechanical Engineers 85-GT-220, 1985. 

  6. E. H. Jeong and J. H. Kim, "Experiments on supersonic impulse turbine," The KSFM Journal of Fluid Machinery, pp.26-32, 2005. 

  7. E. H. Jeong, H. G. Lee, P. G. Park and J. H. Kim, "Tip Clearance effect on the performance of a shrouded supersonic impulse turbine", Journal of Propulsion and Power, vol. 24, No. 6, pp.1295-1300, 2008. 

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