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초음속 충동형 터빈의 로터 전익 두께가 성능 변화에 미치는 영향
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jung),박편구(Pyungu Park),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
75톤급 개방형 액체로켓엔진에 장착되는 터보펌프의 초음속 충동형 터빈의 로터 전방 두께에 따른 성능 특성 변화의 시험적 연구를 수행하였다. 75톤 터빈 시험에서는 로터 두께 대 피치비가 30톤 로터 대비 각각 1.9배와 1.4배인 로터의 성능을 비교하였다. 시험 결과 로터 두께가 상대적으로 작은 로터의 설계 상사점 효율이 1.5% 상승하였고, 동일 회전수에서 최대 효율이 나타나는 압력비도 증가하였다. It was investigated that effect of the supersonic impulse turbine rotor leading edge thickness which was the part of 75 ton open cycle liquid rocket engine turbopump. The test for turbine was performed that the rotor thickness to pitch ratio was 1.9 and 1.4 to 30 ton turbine. As a result of test, the rotor with lower thickness(1.4) had 1.5% efficiency gain to the higher thickness(1.9) and the pressure ratio with maximum efficiency was increased to the nozzle full expansion point.
터보펌프 터빈 로터의 슈라우드 스플릿이 성능에 미치는 영향
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jeong),박편구(Pyungoo Park),윤석환(Sukhwan Yoon),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.4
A blisk with rotor shroud is usually adopted in LRE turbine to maximize its performance. However it experiences the severe thermal load and resulting damage during engine stating and stop. Shroud splitting is devised to relieve the thermal stress on the turbine rotor. Structural analysis confirmed the reduction of plastic strain at the blade hub and tip. However, split gap at the rotor shroud entails additional tip leakage and results performance degradation. In order to assess the effect of shroud split on the turbine performance, tests have been performed for various settings of shroud split. For the maximum number of shroud splitting, measured efficiency reduction ratio was 2.65% to the value of original shape rotor.
터보펌프 터빈 로터의 슈라우드 스플릿이 성능에 미치는 영향
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jung),윤석환(Sukhwan Yoon),박편구(Pyungu Park),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
액체로켓 엔진의 시동과 종료 시, 터빈에 가해지는 열충격을 완화시키기 위해 초음속 충동형 터빈로터의 일체형 슈라우드를 여러 조각으로 분할하는 방법을 고안하였다. 구조해석 수행결과 슈라우드 분할은 동익의 허브와 팁에 나타나는 소성변형량을 크게 줄일 수 있는 것으로 나타났다. 그러나 슈라우드 분할은 의도하지 않은 누설손실로 인해 성능손실이 불가피하며 이에 대한 정량적인 성능감소를 측정하기 위해 다양한 슈라우드 분할 형상에 대해 시험을 수행하였다. 연구대상 터빈의 경우 슈라우드 분할 수를 최대로 할 경우 설계점 효율은 2.65% 비율로 감소하는 것으로 나타났다. A blisk with rotor shroud is usually adopted in LRE turbine to maximize its performance. However it experiences severe thermal load and resulting damage during engine stating and stop. Shroud splitting is devised to relieve thermal stress on the turbine rotor. Structural analysis confirmed the reduction of plastic strain at the blade hub and tip. However, split gap at the rotor shroud entails additional tip leakage and results performance degradation. In order to assess the effect of shroud split on the turbine performance, tests have been performed for various settings of shroud split. For the maximum number of shroud splitting, measured efficiency reduction ratio was 2.65% to the value of original shape rotor.
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jung),박편구(Pyungu Park),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
75톤급 액체로켓엔진용 터보펌프에 장착되는 속도복식 터빈에 대한 성능 시험을 수행하였다. 1열 로터와 리버싱 베인 사이에 누설 유량을 줄이는 씰을 설치하여 씰 간극이 성능에 미치는 영향을 실험하였다. 그리고 속도복식 터빈과 단단으로 구성된 기본형 터빈을 비교하여 회전수에 따른 후방 압력 변화와 함께 성능에 미치는 영향을 살펴보았다. The performance experiment was tested for the velocity compound turbine of turbopump which was the main part of 75 ton class liquid rocket engine. The seal is installed between the 1st rotor and the reversing vane to reduce the leakage flow. The turbine outlet pressure of the velocity compound turbine by changing the rotating speed was compared with that of baseline turbine with single rotor including the effect on the total performance.
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jeong),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
초음속 충동형 터빈의 성능에 관해 시험적 방법으로 고찰하였다. 초음속 충동형 터빈은 고온, 고압의 연소가스로 구동되나, 연구원 내의 시험장치 한계 및 위험성으로 인해 고압의 공기를 이용하여 상사점에 대한 성능 시험을 수행하여 실매질 시험시의 터빈 성능을 예측하였다. 실제 연소가스로 구동되는 노즐 면적을 가지는 본품용 터빈 시험기를 공기로 구동시킬 경우 상사 조건을 정확히 맞추기는 어렵다. 그러므로 두 가지 상사 조건 시험을 통해 실제 설계점은 두 가지 상사점 사이에 존재하며 이 설계점은 공기의 물성치에 맞게 계산된 노즐 면적을 가지는 시험용 터빈 시험기를 통해 예측된 상사점과 비슷한 구간에 있음을 나타내었다. The performance of supersonic impulse turbine was investigated experimentally. Experiment was performed with the compressed air instead of the high temperature burned gas because of the limitation of test facility and danger. As a result of the experiment with the compressed air, the performance in the real gas(burned gas) was predicted by the similarity method. The nozzle area of prototype turbine was calculated based on the real gas. So, it is difficult to satisfy the similarity conditions completely. Two similarity conditions were set and the design point for real gas was existed between two similarity conditions. And, the new turbine test model with calculated nozzle area based on the compressed air was tested. Therefore, similarity point of the new turbine test model was also existed between above two similarity points. It means that the design point for real gas was similar to the test point with the new turbine model.
75톤급 액체로켓 엔진용 터보펌프 터빈 성능에 대한 실험적 연구
이항기(Hanggi Lee),신주현(Ju Hyun Shin),최창호(Chang Ho Choi) 대한기계학회 2018 大韓機械學會論文集B Vol.42 No.8
75톤급 액체 로켓 엔진에 탑재되는 초음속 충동형 터빈의 성능에 대해 연구하였다. 한국형 발사체(KSLV-II)에는 75톤의 추력을 내는 엔진이 적용되며, 터보펌프를 이용하여 연소기에 추진제를 공급한다. 터빈은 작은 유량의 터빈 구동 가스로 높은 출력을 내기 위해 초음속 충동형 방식으로 설계되었다. 한국항공우주연구원의 고압 공기 터빈 시험 설비를 활용하여 상사 시험을 통해 터빈 성능을 평가하였다. 시험 영역은 설계점 및 탈설계점을 포함하였다. 시험 결과 터빈은 시험 영역 안에서 속도비가 증가할수록 효율이 증가하며, 효율에 미치는 영향은 압력비의 변화보다 회전수의 변화가 더 크게 작용한다. 설계 압력비 이하에서는 노즐에서 충격파가 생겨 효율이 급격히 감소하는 특성을 보인다. This study investigates the performance of a supersonic impulse turbine in a 75-ton thrust liquid rocket engine. The Korea Space Launch Vehicle-II has a liquid rocket engine that generates a 75-ton force thrust. This engine uses a powerful turbopump to introduce the propellants into the combustion chamber. Supersonic impulse turbines are employed in turbopumps to generate a high specific power under conditions of a low flow rate of the turbine driving gas. In this study, performance tests were conducted for the supersonic impulse turbine using high-pressure air at the turbine testing facilities at the Korea Aerospace Research Institute. The tests were performed in ranges including the design point and off-design points. The results indicate that the turbine efficiency increased with increasing velocity ratio and was more strongly affected by the rotational speed than the pressure ratio. A drop in efficiency occurred in the range below the design pressure ratios owing to the occurrence of shock waves in the nozzles.