• 한국추진공학회지
• /
• 제11권4호
• /
• pp.59-66
• /
• 2007

부분분사비에 따른 초음속 충동형 터빈 성능변화에 대하여 실험적 연구를 수행하였다. 실험은 개방형액체로켓 엔진의 터보펌프에 사용되는 터빈을 이용하였으며 부분분사비 조절을 위해 실험용 노즐블럭을 설계/제작하였다. 실험에 사용된 터빈은 축대칭 수축-확산형 노즐을 갖고 있으며 작동노즐의 개수조절을 통해 부분분사비를 변화시켰다. 작동유체는 고압공기를 사용하였다. 실험결과 초음속 충동형 축류터빈은 부분분사비 변화에 따른 성능변화가 크지 않은 것으로 나타났다.

• 항공우주기술
• /
• 제6권2호
• /
• pp.197-204
• /
• 2007

터번로터 팁 형상의 변화에 따른 터보펌프 터빈의 성능변화에 대하여 실험적 연구를 수행하였다. 한국항공우주연구원에서 개발중인 30톤급 터보펌프용에 장착된 초음속 충동형 터빈을 기본 모델로 하여 터번로터 슈라우드 유무 및 팁간극 크기에 따른 터빈성능변화를 측정 비교하였으며, 이와 더불어 노즐-로터 오버랩에 따른 터빈성능 변화 연구도 함께 이루어졌다. 시험 수행 결과, 로터 슈라우드 유무에 따라 터빈성능의 절대량은 크게 변화하나 팁간극의 변화에 따른 터빈효율의 민감도는 초음속 충동형 터빈의 경우 고효율 아음속터빈에 비해 크게 작은 것으로 나타났다. 아울러, 최적 효율을 나타내는 노즐-로터 오버랩 값이 존재하는 것을 실험을 통해 확인하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
• /
• 제8권6호
• /
• pp.26-32
• /
• 2005

1.6 MW class supersonic partial admission impulse turbine has been designed and tested in Korea Aerospace Research Institute for the liquid rocket engine application. The test has been performed using a high pressure air source facility in KARI. For the turbine power absorption, a hydraulic dynamometer has been used. Appropriate similarity relations are used for the determination of test condition. Various settings of turbine pressure ratio and rotational speed are tested to investigate global turbine characteristics. From measured data, parameters related to the turbine design are derived and validated.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
• /
• 유체기계공업학회 2004년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
• /
• pp.125-131
• /
• 2004

1.6 MW class supersonic partial admission impulse turbine has been designed and tested in Korea Aerospace Research Institute for the liquid rocket engine application. The test has been performed using a high pressure air source facility in KARI. For the turbine power absorption, a hydraulic dynamometer is used. Appropriate similarity relations are used for the determination of test condition. Various settings of turbine pressure ratio and rotational speed are tested to investigate global turbine characteristics. From measured data, Parameters related to the turbine design are derived and validated.

• 한국추진공학회지
• /
• 제13권5호
• /
• pp.7-14
• /
• 2009

공기를 이용한 초음속 터빈 설계성능 검증방법을 해석적, 시험적으로 고찰하였다. 성능시험기 설계를 위한 터빈상사조건 및 노즐 면적비 관계를 도출하였으며 실형상 노즐을 적용한 터빈과의 성능비교를 전산유동해석 및 성능시험을 통해 수행하였다. 도출된 설계 상사조건을 이용하여 시험용 노즐 블록을 설계할 경우, 설계 성능을 정확히 예측됨을 전산 유동해석을 통해 확인하였으며 시험을 통해 검증하였다. 아울러 초음속 충동형 터빈의 설계성능 측정은 시험용 노즐 뿐 아니라 실형상 노즐을 통해서도 가능하며 이 경우 시험용 노즐의 상사 압력비와 속도비에서 설계 성능이 나타남을 확인할 수 있었다.

• 한국전산유체공학회지
• /
• 제10권2호
• /
• pp.54-59
• /
• 2005

For the improvement of aerodynamic performance of the turbine blade in a turbopump for the liquid rocket engine, the optimization of turbine profile shape has been studied. The turbine in a turbopump in this study is a partial admission of impulse type, which has twelve nozzles and supersonic inflow. Due to the separated nozzles and supersonic expansion, the flow field becomes complicate and shows oblique shocks and flow separation. To increase the blade power, redesign ol the blade shape using CFD and optimization methods was attempted. The turbine cascade shape was represented by four design parameters. For optimization, a genetic algorithm based upon non-gradient search hue been selected as an optimizer. As a result, the final blade has about 4 percent more blade power than the initial shape.

• International Journal of Aerospace System Engineering
• /
• 제3권1호
• /
• pp.25-29
• /
• 2016

This paper highlights the performance of an impulse turbine which is a part of turbopump in a liquid rocket first stage engine. The turbopump, currently under development at Korea Aerospace Research Institute, has an impulse type turbine with 12 nozzles and a single rotor. The impulse turbine can archive high specific power with the low gas flow rates. The supersonic impulse turbine with a single rotor can make a simple structure. High-pressure gases are converted into the dynamic energy with flows through the 12 nozzles and drive the rotor to make the power for the pumps. The turbine test was performed in the high-pressured turbine test facility with air gas instead of burned gas. A hydraulic dynamometer was used to absorb the power from the turbine and control the rotational speed and torque. The test points were at several pressure ratios with 7 different rotational speeds. Results showed the efficiency was highest at the design pressure ratio. The efficiency was insensitive to the pressure ratio variation than the rotational speed. It was a typical characteristic in an impulse turbine.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2005년도 춘계 학술대회논문집
• /
• pp.191-196
• /
• 2005

For the improvement of aerodynamic performance of the turbine blade in a turbopump for the liquid rocket engine, the optimization of turbine profile shape has been studied. The turbine in a turbopump in this study is a partial admission of impulse type, which has twelve nozzles and supersonic inflow. Due to the separated nozzles and supersonic expansion, the flow field becomes complicates and shows oblique shocks and flow separation. To increase the blade power, redesign of the blade shape using CFD and optimization method was attempted. The turbine cascade shape was represented by four design parameters. For optimization, genetic algorithm based upon non-gradient search has been selected as a optimizer. As a result, the final blade has about 4 percent more blade power than the initial shape.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
• /
• pp.43-48
• /
• 2010

본 연구에서는 속도 복합형 초음속 충동형 터빈의 동익 오버랩에 대해 전산해석을 수행하고, 그 성능특성을 분석하였다. 전산해석 결과를 통해 익근보다는 익단에 오버랩을 적용한 경우가 터빈의 성능을 향상시키는데 더 효과적이며, 익근과 익단 모두 오버랩을 적용한 경우가 터빈의 성능 향상 가장 큰 것으로 나타났다. 하지만 2단 동익 오버랩의 경우, 전체 터빈에서 2단이 발생시키는 출력이 약 22~23%에 지나지 않으므로 2단 동익 오버랩에 의한 터빈 성능 향상은 크지 않은 것으로 파악되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
• /
• pp.117-121
• /
• 2008

슈라우드가 장착된 초음속 충동형 터빈의 팁간극에 따른 성능변화를 시험적으로 고찰하였다. 시험은 30톤급 터보펌프용 터빈을 이용하였으며 고압공기를 이용하여 다양한 압력비 및 회전수 범위에서 이루어졌다. 터빈의 효율민감도는 기준시험점에서 0.05의 매우 작은 값을 나타내었다. 터빈효율변화는 간극의 크기에 다라 비선형적으로 변화하였으며 고정된 압력비에서 효율민감도는 회전수의 세제곱에 비례하는 것으로 나타났다. 아울러 회전수에 무관하게 효율민감도는 기준시험 압력비에서 최소값을 보이는 것으로 나타났다.