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이항기,신주현,최창호 항공우주시스템공학회 2017 항공우주시스템공학회지 Vol.11 No.1
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 was carried out in the high air test facilities at the Korea Aerospace Research Institute. Test results showed that turbine efficiency changed much more from rotational speed variations than by pressure ratio variations. These results showed characteristics similar to other supersonic impulse turbines. 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 설비를이용하여 상사 시험을 수행하였다. 시험 결과 효율은 회전수 변화에 크게 변화하며, 이에 반해 압력비변화에는 다소 작게 변화하는 초음속 충동형 터빈의 일반적인 특성을 보이고 있다.
이항기(Hang Gi Lee),신주현(Ju Hyun Shin),최창호(Chang Ho Choi) 대한기계학회 2017 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2017 No.11
This study investigates the performance of the supersonic impulse turbine of the 75 ton thrust liquid rocket engine. The Korea Space Launch Vehicle-II has the liquid rocket engine that generates the 75 ton-force thrusts. This engine uses the powerful turbopump in order to provide the propellants to the combustion chamber. The supersonic impulse turbines are employed in turbopumps to generate the high specific power in the condition of the small flow-rate turbine driving gas. This study conducted the performance test for the supersonic impulse turbine using a high-pressure air at the turbine test facilities in Korea Aerospace Research Institute. The tests were performed in the ranges including the design point and off-design points. Results show that the turbine performances meet the requirements. The characteristics of the turbine are analyzed.
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.
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.