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로켓 엔진 터보펌프용 유체정압 베어링 내부 유동에 관한 수치해석
성선모(Seon Mo Seong),강신형(Shin Hyoung Kang) 대한기계학회 2010 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2010 No.4
본 논문에서는 고압 환경에서 고속으로 회전하는 로켓 엔진 터보펌프에서 볼베어링을 대체하기 위해 설계된 4-포켓 유체정압 베어링의 내부 유동에 대한 수치해석 결과를 제시한다. 본 연구의 목적은 3차원 CFD 기법을 활용하여 축의 편심에 의한 베어링 내부의 유동 구조 변화를 검토하는 것이다. 이를 위해 베어링의 전체 형상을 대상으로 편심량과 편심 각도를 변화시키면서 계산을 수행한다. 고속 제트의 영향으로 국소적인 압력 피크가 나타나는 오리피스 위치를 제외하면 포켓 내부의 압력은 일정하며, 랜드로 유입되는 포켓의 끝단에서는 단연의 급격한 축소로 인한 유동의 가속 때문에 압력 강하가 발생한다. 저널이 편심된 경우에는 각각의 포켓에서 압력 수준에 차이가 나타나며 압력이 상승한 포켓에서 감소한 포켓으로 축의 회전과 반대 방향의 유동이 발생한다. 이 때, 원주방향 윤활막의 압력은 선형 프로파일을 나타내며 이러한 경향은 편심량이 커짐에 따라 더욱 뚜렷해진다. 한편, 저널에 작용하는 하중은 편심 각도에 따라 진동하는 형태를 보이며 편심 방향과 정반대로 작용한다. 본 연구를 통해 유체정압 베어링 해석에 있어서 3차원 유동해석의 유용성을 확인할 수 있으며 베어링의 설계 및 성능해석에 도움이 될 것으로 기대된다. The present paper presents the numerical study on the flow through the 4-pocket hydrostatic bearing designed for the replacement of ball bearings in a rocket engine turbopump operating at high rotational speed with high pressure. The purpose of this study is to examine the variations in the flow structure between the centered and eccentric shaft using three-dimensional CFD approach. Flow simulations are performed for different values of eccentricity and eccentric angle with entire bearing configurations. The calculation results show that the pressure in a pocket is constant except for the region facing the orifice, in which the localized pressure peak appears due to the effect of the impinging jet with high velocity. At the edges of the pocket to the film land in both axial and circumferential directions, steep pressure drop occurs by the flow acceleration resulting from the sudden contraction in the flow area. In the case of eccentric shaft, the discrepancy in the pressure levels among four pockets is generated and causes the lubricant to flow against the shaft rotation. And then, the pressure profile is linear in the circumferential film land. This tendency is more pronounced with increasing eccentricity. On the other hand, the load applied on the journal vibrates with eccentric angle and is in the opposite direction to the displacement. The present study shows the availability of the three-dimensional flow simulation in the hydrostatic bearing analysis and contributes to the bearing design and performance prediction.
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성선모(Seon-Mo Seong),강신형(Shin-Hyoung Kang),최재호(Jae-Ho Choi),이진수(Jin-Soo Lee) 한국유체기계학회 2008 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.2008 No.-
A computational study was carried out to simulate the flow fields within a transonic centrifugal compressor and focused on the variations in the tip leakage flow structure at three operating conditions- near choke, design point and peak pressure rise. The tip leakage flow shows very complex structures composed of the impingement on the pressure surface of the adjacent splitter blade, the spillage ahead of the adjacent splitter blade and strong radially upward flow near the suction surface. The tip leakage flow mixes with the incoming flow and there is a high entropy gradient in the interface between these two flows. As mass flow rate decreased, the interface becomes more tangential and the position of the minimum pressure moves upstream. Therefore, the peak of the tip leakage velocity appears near the leading edge at low mass flow rate. The profile of the tip leakage velocity shows the core with approximately constant slope at 20~80% height of the distance from the blade tip to the casing.
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성선모(Seon-Mo Seong),강신형(Shin-Hyoung Kang),조경석(Kyung-Seok Cho),김우준(Woo-June Kim) 대한기계학회 2007 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2007 No.10
Flows in the centrifugal compressor volute with circular cross section are numerically investigated. The computational domain contained inlet passage, impeller, radial and axial diffuser, and volute. The volute grid for the calculation utilized a multi-block arrangement to form a butterfly grid and flow calculations are performed using commercial CFD software, CFX-TASCflow. The centrifugal compressor of this study has the inlet passage like steps and axial diffuser after radial diffuser because of the shape of the motor cooling fins and installation constraints. Due to this feature the swirling flow pattern is different from the other investigations. The loss in through the inlet passage was considerable and the flow inside volute is very complex and three dimensional with strong vortex and recirculation through volute tongue.
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성선모(Seon-Mo Seong),강신형(Shin-Hyoung Kang),조경석(Kyung-Seok Cho),김우준(Woo-June Kim) 대한기계학회 2007 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2007 No.5
Flows in the centrifugal compressor volute with circular cross section are numerically investigated. The computational grid for the calculation utilized a multi-block arrangement to form a butterfly grid and flow calculations are performed using commercial CFD software, CFX-TASCflow. The centrifugal compressor of this study has axial diffuser after radial diffuser because of the shape of inlet duct and installation constraints. Due to this feature the swirling flow pattern is different from the other investigations. The flow inside volute is very complex and three dimensional with strong vortex and recirculation through volute tongue. The calculation results show circumferential variations of the swirl and through flow velocity and pressure distribution. The mechanism deciding flow structure is explained by considering the force balance in volute cross section. And static pressure recovery and total pressure loss are estimated from the calculated results and compared with Japikse model.
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강상훈(Sang Hun Kang),문일윤(Ilyoon Moon),하성업(Seong-Up Ha),성선모(Seon-Mo Seong),이수용(Soo Yong Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 연구에서는 다단연소사이클 엔진의 핵심구성품인 산화제 과잉 예연소기의 탈설계점 운영특성을 살펴보았다. 본 연구에 적용된 예연소기는 Simplex 분사기를 적용하였으며, 액체산소를 이용한 재생냉각으로 연소실 벽면을 보호하였다. 예연소기의 점화는 Hypergolic 점화제를 이용하여 구현하며, 추진제 공급라인은 보조공급라인과 주공급라인으로 구분하여 안정적으로 점화 및 연소가 발생하도록 하였다. 설계점 조건 OF ratio 63에 대비하여, OF ratio 55 및 76의 탈설계점 시험조건을 구성하여 확인한 결과, 온도변화는 설계점대비 약 100도 가량의 상승 또는 하강하였고, 연소압력변화는 3~5 bar 수준으로 낮게 나타났다. 연소실 동압특성은 연소압력의 약 1% 이내로 측정되어, 탈설계점에서도 예연소기가 안정적으로 작동하는 것으로 확인되었다. In present study, characteristics of the oxidizer-rich preburner in off-design conditions are investigated. The preburner employs the simplex injectors and regenerative cooling with LOx. Stable ignition is realized by hypergolic propellant and the secondary propellant feeding lines. Off-design conditions are determined as the OF ratio of 55 and 76, and compared to the design condition where the OF ratio is 63. In the off-design conditions, combustion gas temperature varies up to ±100 degree, while the combustion pressure stays almost unchanged. Dynamic pressure is also controlled within 1% of the combustion pressure.
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