The turbine system composed of a nozzle and a rotor is used to drive turbopumps while gas passes through the nozzle, potential energy is converted to kinematic energy, which forces the rotor blades to spin. In this study, an aerodynamic design of a turbine system is investigated using compressible fluid dynamic theories with some pre-determined design requirements (i.e.,pressure ratio, rotational speed, required power etc.) obtained from a liquid rocket engine (L.R.E.) system design. For simplicity of a turbine system, impulse-type rotor blades for open type L.R.E. have been chosen. Usually, the open-type turbine system requires low mass flow rate compared to the close-type system. In this study, a partial admission nozzle is adopted to maximize the efficiency of the close-type turbine system. A design methodology of the a turbine system has been introduced. Especially, a partial admission nozzle has been designed by means of simple empirical correlations between efficiency and configuration of the nozzle. Finally, a turbine system design for a 10 ton thrust level of L.R.E is presented.
Bae, Dae Seok;Choi, Hyun Ah;Kam, Ho Dong;Kim, Jeong Soo
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
/
v.18
no.4
/
pp.1-8
/
2014
Overexpanded flow of an axisymmetric thruster nozzle is numerically simulated to investigate effects of nozzle pressure ratio (NPR) on the shock structure and thrust performance. The Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with k-${\omega}$ SST turbulence model are solved utilizing FLUENT solver. As the NPR is raised, thrust performance monotonically increases with the shock structure and flow-separation point being pushed toward the nozzle exit. It is also discussed that the flow structure at nozzle-exit plane which is immediately affected by a position of nozzle-interior shocks and expansion waves, has strong influence upon the thrust performance of thruster nozzle.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
/
2007.11a
/
pp.219-222
/
2007
This research on 2nd stage solid rocket motor of KSLV-I for performance change was carried out. Solid rocket motor shall ignite on altitude of 300km. Solid Rocket Motor performed Static Firing Test and High Altitude Test for motor performance. A study made an analysis of specific impulse variation for nozzle ambient pressure.
Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
/
v.38
no.3
/
pp.235-242
/
2014
To investigate pressure distributions on the shaft surface of the air bearing, the commercial CFD software was employed to study three different nozzle geometries to improve the nozzle performance: general drill-shaped, matched cube-shaped and trimmed exit nozzles. Under the influence of stagnation point, the maximum pressure was observed at the center of shaft surface for all cases. Owing to the blocking effect of a fine gap between the shaft surface and the nozzle exit, the drill-shaped nozzle has the rapid local pressure increase near the nozzle exit corner, generating the ring vortex in the radial direction within pressure ratio of 6.92, and its pressure becomes negative in a certain range of downstream. In comparison, the contoured nozzle showed a local pressure increase in the measured range of pressure ratios, but a negative pressure appeared within the pressure ratio of about 10. The trimmed nozzle was seemed to extend the high pressure zone near the stagnation point in the radial direction substantially, and no negative pressure was appeared in the whole range. Based on these observations, it is found that trimming nozzle exit becomes more effective for improving the performance than modifying the nozzle inside contour.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
/
2017.05a
/
pp.682-685
/
2017
An experimental study was carried out to investigate the injection characteristics of non-circular effervescent type twin-fluid nozzles. For this purpose, two types of non-circular nozzles (E1, E2) and one kind of circular nozzle (C) were used. At this time, the Aerorator mounted on the nozzle used three different diameters to match the aspect ratio with the nozzle exit area. Therefore, experiments were performed according to three aspect ratios for each nozzle, and a total experiments were conducted. Experiments were carried out by controlling the amount of air flowing after fixing the flow rate of the liquid, and the nozzle internal pressure and SMD were measured, and the jet image was taken from the nozzle. The discharge coefficients of the three kinds of nozzles were compared with the conventional equation and the Jedelsky's equation, and the Jedelsky's equation was found to be about 4 times larger. The droplet size (SMD) injected from the nozzle was found to be smaller in the non-circular shape than in the circular shape, which is expected to be caused by the difference of the discharge coefficient values.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
/
v.43
no.6
/
pp.479-487
/
2015
In a reflected shock tunnel, stagnation conditions of a nozzle are determined by the flow behind a reflected shock. When calculating the flow behind the reflected shock, unlike a shock tube, the flow leakage through the nozzle is to be considered. The analytical studies were done to find out the characteristics of the stagnation conditions of the nozzle with various nozzle throat size. Experiments and numerical simulations were also carried out for further understanding of the flow leakage effects. It was found that the nozzle stagnation pressure was diminished by the increase of the size of the nozzle throat. It was also found that the steady pressure in the stagnation were maintained well at the area ratio of the driven tube to the nozzle throat is 4.5.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
/
2002.04a
/
pp.31-32
/
2002
임계노즐(critical nozzle)은 유동을 유로 최소단면부에서 초크시켜, 질량유량을 계측하기 위한 일종의 유체기구로, 최근 다양한 분야에서 널리 활용되고 있다. 압축성 기체역학의 관계식에 의하면, 임계노즐을 통하는 기체유동의 이론적인 질량유량은 노즐 목의 직경, 노즐 상류의 온도와 압력 그리고 기체의 비열비 등의 함수로 주어진다 그러나 실제 유동에서는 점성과 열전달 등의 초과로 인하여, 이론적 질량 유량과 실제유량의 비 즉 유출계수(discharge coefficient)의 값은 1.0으로 되지 않는다.
Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
/
2011.11a
/
pp.613-617
/
2011
Korea Aerospace Research Institute has been designed and manufactured various thurst nozzles of the scramjet engine for optimized configuration. The test campaign for thurst nozzle characteristics was performed at T4 free-piston shock tunnel in University of Queensland, Australia. Total 8 kinds of thrust nozzles and 2 kinds of side walls were manufactured for this campaign. In this paper, the design and specification of thrust nozzles was reported. Based on the static pressure distribution of the engine and pitot pressure distributions at nozzle exit, The positive net thurst was observed with baseline case of the test campaign.
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
/
v.13
no.5
/
pp.7-14
/
2009
A methodology of design performance estimation for the supersonic impulse turbine was investigated. Relations of similarity condition and test nozzle area ratio were derived. Comparison of efficiencies between the turbines with real nozzle and test nozzle are made numerically and experimentally. The CFD results and test result confirmed that the turbine with test nozzle was able to predict real turbine performance. In addition, design performance of the supersonic impulse turbine also could be estimated using real nozzle in air-medium test. In this case, design efficiency was found at the pressure-ratio and velocity-ratio of similarity condition of test nozzle.
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
/
v.10
no.2
/
pp.78-86
/
2006
This paper presents the performance test result of the 30-ton class turbopump turbine. Test has been conducted using high pressure cold air, The turbine overall performance has been measured for various pressure ratio and rotational speed settings. The nozzle-rotor clearance effect on turbine performance also has been tested for the four kinds of the nozzle-rotor clearance values. We found that turbine efficiency rated 51.1% at its design velocity ratio and pressure ratio of 13.5. We also found that turbine efficiency can be increased by 3.5% for approximately 1mm decrement of the nozzle-rotor clearance from its nominal value.
본 웹사이트에 게시된 이메일 주소가 전자우편 수집 프로그램이나
그 밖의 기술적 장치를 이용하여 무단으로 수집되는 것을 거부하며,
이를 위반시 정보통신망법에 의해 형사 처벌됨을 유념하시기 바랍니다.
[게시일 2004년 10월 1일]
이용약관
제 1 장 총칙
제 1 조 (목적)
이 이용약관은 KoreaScience 홈페이지(이하 “당 사이트”)에서 제공하는 인터넷 서비스(이하 '서비스')의 가입조건 및 이용에 관한 제반 사항과 기타 필요한 사항을 구체적으로 규정함을 목적으로 합니다.
제 2 조 (용어의 정의)
① "이용자"라 함은 당 사이트에 접속하여 이 약관에 따라 당 사이트가 제공하는 서비스를 받는 회원 및 비회원을
말합니다.
② "회원"이라 함은 서비스를 이용하기 위하여 당 사이트에 개인정보를 제공하여 아이디(ID)와 비밀번호를 부여
받은 자를 말합니다.
③ "회원 아이디(ID)"라 함은 회원의 식별 및 서비스 이용을 위하여 자신이 선정한 문자 및 숫자의 조합을
말합니다.
④ "비밀번호(패스워드)"라 함은 회원이 자신의 비밀보호를 위하여 선정한 문자 및 숫자의 조합을 말합니다.
제 3 조 (이용약관의 효력 및 변경)
① 이 약관은 당 사이트에 게시하거나 기타의 방법으로 회원에게 공지함으로써 효력이 발생합니다.
② 당 사이트는 이 약관을 개정할 경우에 적용일자 및 개정사유를 명시하여 현행 약관과 함께 당 사이트의
초기화면에 그 적용일자 7일 이전부터 적용일자 전일까지 공지합니다. 다만, 회원에게 불리하게 약관내용을
변경하는 경우에는 최소한 30일 이상의 사전 유예기간을 두고 공지합니다. 이 경우 당 사이트는 개정 전
내용과 개정 후 내용을 명확하게 비교하여 이용자가 알기 쉽도록 표시합니다.
제 4 조(약관 외 준칙)
① 이 약관은 당 사이트가 제공하는 서비스에 관한 이용안내와 함께 적용됩니다.
② 이 약관에 명시되지 아니한 사항은 관계법령의 규정이 적용됩니다.
제 2 장 이용계약의 체결
제 5 조 (이용계약의 성립 등)
① 이용계약은 이용고객이 당 사이트가 정한 약관에 「동의합니다」를 선택하고, 당 사이트가 정한
온라인신청양식을 작성하여 서비스 이용을 신청한 후, 당 사이트가 이를 승낙함으로써 성립합니다.
② 제1항의 승낙은 당 사이트가 제공하는 과학기술정보검색, 맞춤정보, 서지정보 등 다른 서비스의 이용승낙을
포함합니다.
제 6 조 (회원가입)
서비스를 이용하고자 하는 고객은 당 사이트에서 정한 회원가입양식에 개인정보를 기재하여 가입을 하여야 합니다.
제 7 조 (개인정보의 보호 및 사용)
당 사이트는 관계법령이 정하는 바에 따라 회원 등록정보를 포함한 회원의 개인정보를 보호하기 위해 노력합니다. 회원 개인정보의 보호 및 사용에 대해서는 관련법령 및 당 사이트의 개인정보 보호정책이 적용됩니다.
제 8 조 (이용 신청의 승낙과 제한)
① 당 사이트는 제6조의 규정에 의한 이용신청고객에 대하여 서비스 이용을 승낙합니다.
② 당 사이트는 아래사항에 해당하는 경우에 대해서 승낙하지 아니 합니다.
- 이용계약 신청서의 내용을 허위로 기재한 경우
- 기타 규정한 제반사항을 위반하며 신청하는 경우
제 9 조 (회원 ID 부여 및 변경 등)
① 당 사이트는 이용고객에 대하여 약관에 정하는 바에 따라 자신이 선정한 회원 ID를 부여합니다.
② 회원 ID는 원칙적으로 변경이 불가하며 부득이한 사유로 인하여 변경 하고자 하는 경우에는 해당 ID를
해지하고 재가입해야 합니다.
③ 기타 회원 개인정보 관리 및 변경 등에 관한 사항은 서비스별 안내에 정하는 바에 의합니다.
제 3 장 계약 당사자의 의무
제 10 조 (KISTI의 의무)
① 당 사이트는 이용고객이 희망한 서비스 제공 개시일에 특별한 사정이 없는 한 서비스를 이용할 수 있도록
하여야 합니다.
② 당 사이트는 개인정보 보호를 위해 보안시스템을 구축하며 개인정보 보호정책을 공시하고 준수합니다.
③ 당 사이트는 회원으로부터 제기되는 의견이나 불만이 정당하다고 객관적으로 인정될 경우에는 적절한 절차를
거쳐 즉시 처리하여야 합니다. 다만, 즉시 처리가 곤란한 경우는 회원에게 그 사유와 처리일정을 통보하여야
합니다.
제 11 조 (회원의 의무)
① 이용자는 회원가입 신청 또는 회원정보 변경 시 실명으로 모든 사항을 사실에 근거하여 작성하여야 하며,
허위 또는 타인의 정보를 등록할 경우 일체의 권리를 주장할 수 없습니다.
② 당 사이트가 관계법령 및 개인정보 보호정책에 의거하여 그 책임을 지는 경우를 제외하고 회원에게 부여된
ID의 비밀번호 관리소홀, 부정사용에 의하여 발생하는 모든 결과에 대한 책임은 회원에게 있습니다.
③ 회원은 당 사이트 및 제 3자의 지적 재산권을 침해해서는 안 됩니다.
제 4 장 서비스의 이용
제 12 조 (서비스 이용 시간)
① 서비스 이용은 당 사이트의 업무상 또는 기술상 특별한 지장이 없는 한 연중무휴, 1일 24시간 운영을
원칙으로 합니다. 단, 당 사이트는 시스템 정기점검, 증설 및 교체를 위해 당 사이트가 정한 날이나 시간에
서비스를 일시 중단할 수 있으며, 예정되어 있는 작업으로 인한 서비스 일시중단은 당 사이트 홈페이지를
통해 사전에 공지합니다.
② 당 사이트는 서비스를 특정범위로 분할하여 각 범위별로 이용가능시간을 별도로 지정할 수 있습니다. 다만
이 경우 그 내용을 공지합니다.
제 13 조 (홈페이지 저작권)
① NDSL에서 제공하는 모든 저작물의 저작권은 원저작자에게 있으며, KISTI는 복제/배포/전송권을 확보하고
있습니다.
② NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 상업적 및 기타 영리목적으로 복제/배포/전송할 경우 사전에 KISTI의 허락을
받아야 합니다.
③ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 보도, 비평, 교육, 연구 등을 위하여 정당한 범위 안에서 공정한 관행에
합치되게 인용할 수 있습니다.
④ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 무단 복제, 전송, 배포 기타 저작권법에 위반되는 방법으로 이용할 경우
저작권법 제136조에 따라 5년 이하의 징역 또는 5천만 원 이하의 벌금에 처해질 수 있습니다.
제 14 조 (유료서비스)
① 당 사이트 및 협력기관이 정한 유료서비스(원문복사 등)는 별도로 정해진 바에 따르며, 변경사항은 시행 전에
당 사이트 홈페이지를 통하여 회원에게 공지합니다.
② 유료서비스를 이용하려는 회원은 정해진 요금체계에 따라 요금을 납부해야 합니다.
제 5 장 계약 해지 및 이용 제한
제 15 조 (계약 해지)
회원이 이용계약을 해지하고자 하는 때에는 [가입해지] 메뉴를 이용해 직접 해지해야 합니다.
제 16 조 (서비스 이용제한)
① 당 사이트는 회원이 서비스 이용내용에 있어서 본 약관 제 11조 내용을 위반하거나, 다음 각 호에 해당하는
경우 서비스 이용을 제한할 수 있습니다.
- 2년 이상 서비스를 이용한 적이 없는 경우
- 기타 정상적인 서비스 운영에 방해가 될 경우
② 상기 이용제한 규정에 따라 서비스를 이용하는 회원에게 서비스 이용에 대하여 별도 공지 없이 서비스 이용의
일시정지, 이용계약 해지 할 수 있습니다.
제 17 조 (전자우편주소 수집 금지)
회원은 전자우편주소 추출기 등을 이용하여 전자우편주소를 수집 또는 제3자에게 제공할 수 없습니다.
제 6 장 손해배상 및 기타사항
제 18 조 (손해배상)
당 사이트는 무료로 제공되는 서비스와 관련하여 회원에게 어떠한 손해가 발생하더라도 당 사이트가 고의 또는 과실로 인한 손해발생을 제외하고는 이에 대하여 책임을 부담하지 아니합니다.
제 19 조 (관할 법원)
서비스 이용으로 발생한 분쟁에 대해 소송이 제기되는 경우 민사 소송법상의 관할 법원에 제기합니다.
[부 칙]
1. (시행일) 이 약관은 2016년 9월 5일부터 적용되며, 종전 약관은 본 약관으로 대체되며, 개정된 약관의 적용일 이전 가입자도 개정된 약관의 적용을 받습니다.