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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.
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.
초음속 충동형 터빈의 로터 앞전 두께가 성능 변화에 미치는 영향
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jung),박편구(Pyungu Park),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회지 Vol.15 No.4
Turbopump, which is a part of 75 ton open cycle liquid rocket engine has a super sonic impulse turbine. This paper investigated the leading edge thickness effect on the turbine performance experimently. Two rotors were tested with the different leading edge thickness. The ratios (rotor thickness to Pitch) are 1.9 and 1.4 times to 30 ton turbine rotor. As a result, a rotor with 1.4 times ratio had a 1.5% higher efficiency gain than a rotor with 1.9 times ratio. The pressure ratio with the maximum efficiency on the same rotational speed was increased to the full expansion ratio of nozzle.
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.