• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.39-45
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• 2006

로켓 엔진 터보펌프용 터빈은 고온, 고압의 연소가스를 사용하기 때문에 실제 환경에서 성능시험을 수행하기가 매우 어렵다. 따라서 대부분의 경우, 시험에 따르는 위험을 줄이기 위하여 공기를 사용한 시험을 통하여 성능을 평가한다. 본 논문에서는 10 톤급 액체로켓엔진 터보펌프용 터빈에 대한 공기 상사 성능시험에 대하여 기술하였다. 터빈의 공기역학적인 성능을 평가하기 위한 성능시험설비를 구성하였으며, 성능시험설비는 고압공기 공급시스템, 유량측정용 노즐, 시험부, 동력계. 압력조절을 위한 출구 오리피스 그리고 측정 및 제어 시스템으로 구성된다. 본 논문에서는 터빈성능 시험을 위한 상사시험 조건을 결정하는 방법과 시험조건을 조절하는 방법에 대하여 기술하였다. 시험결과, 측정 변수들의 상대 표준오차는 1%이내였으며 측정된 터빈 효율은 해석결과와 2% 이내로 일치하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.125-128
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• 2008

30톤급 액체산소-케로신 액체로켓엔진 개발의 중간 단계로서 연소기를 제외한 터보펌프 등의 엔진 주요 구성품을 이용한 터보펌프+가스발생기 개회로 연계시험이 수행되었다. 터보펌프+가스발생기 개회로 연계시험의 시험기 구성 및 시험결과를 제시하였다. 연소기를 오리피스로 모사하는 상태에서의 터보펌프+가스발생기 개회로 연계시험기의 예냉, 시동기를 이용한 시동 및 가스발생기 점화, 터보펌프 정격 구동이 성공적으로 수행되었다. 개회로 연계시험 결과는 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험 수행을 위해 활용되었다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제14권1호
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• pp.61-65
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• 2011

A series of water tests of a fuel pump for liquid rocket engines are performed at a room temperature. According to the test results, the head coefficient of the pump follows the conventional similarity rule - unlike this, the pump shows better efficiency with higher rotational speed. Also, it is found that the pressure at the rear bearing outlet is higher than expected because the inlet of bypass pipe line is narrow. Furthermore, the cavitation performance of the fuel pump is found to be sufficient for the engine operation and is better at the lower flow ratio and higher rotational speed.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2003년도 추계학술대회논문집
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• pp.471-477
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• 2003

The floating ring seal is often used in the turbopump (TP) unit of liquid rocket engine (LRE) owing to its inherent ability of minimizing the leakage flow and superior dynamic characteristics as well. This paper describes the test results concerned with the lock-up and dynamic characteristics of the floating ring seals in the turbopump. The characteristics of the floating ring seals were extracted from the frequency response function (FRF) by instrumental variable method. The experiment was tested at 7.0MPa and 0-24,800 rpm. And the test results were introduced about the dynamic characteristics of floating ring seal related with the eccentricity and attitude angle.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.437-443
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• 2014

엔진은 로켓의 임무성공에 가장 중요한 부품이다. 본 연구에서는 신규 개발하는 액체로켓 엔진의 신뢰도 및 개발비용을 추정하는 방법을 제시한다. 신뢰도에 영향을 미치는 요인들 중 모형화가 어려운 인자들을 고려하여 베이스라인 엔진을 선택하고 신뢰도에 미치는 영향을 양적으로 파악할 수 있는 인자들을 반영하여 베이스라인 엔진의 신뢰도를 수정하였다. 또한 엔진개발비용을 건조 질량과 연소시험횟수로 나타낸 Transcost 엔진 개발비용 모형을 신규 개발하는 엔진의 요구추력과 신뢰도의 함수로 표현하였다. 마지막으로 액체산소와 액체수소를 추진제로 사용하는 다단연소 사이클 엔진에 대해 제안된 방법을 예시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.816-825
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• 2007

액체 로켓 엔진시스템 개념설계를 위하여 주요 엔진 구성품들에 대한 모듈 프로그램을 통합한 성능 설계 프로그램을 작성하였다. 구성품에 대한 모듈 프로그램은 설계 인자를 수학적으로 묘사하였고, 구성품 간의 유량과 압력을 매칭시켜 각 모듈 프로그램을 통합함으로써 반복계산을 통해 엔진 성능을 예측하는 모듈화 프로그램을 작성하였다. 구성품간의 유량이 조율되고, 유량의 함수로 계산된 각 구성품에서의 압력강하량을 합산하여 터보펌프 출구조건을 부여하도록 하였다. 프로그램의 계산과정과 설계방법을 간략하게 제시하고, 결과는 검증 모델 엔진의 데이터와 비교하여 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.218-223
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• 2017

본 논문은 75톤급 액체로켓엔진의 상태진단을 위해 칼만 필터를 이용한 고장진단 연구를 수행하였다. 칼만 필터 설계를 위해 75톤급 액체로켓엔진 비선형 시뮬레이션 모델을 공칭 작동점에서 선형화하였으며, 정상 모델의 상태량 변수 4가지를 이용하여 측정값과 추정값 비교를 통해 칼만 필터의 성능을 확인하였다. 이를 이용한 고장진단 알고리즘의 성능을 확인하기 위하여 터보펌프 고장을 모사하였으며 정상 모델의 잔차 변화를 비교하여 칼만 필터를 이용한 고장진단이 가능함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.128-133
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• 2005

본 연구에서는 질유량 최소화 및 고압력비를 요구하는 가스발생기 방식의 개방형 액체로켓엔진(LRE)용 터보펌프유닛(TPU) 성능 설계를 위해 구성품인 비극저온 원심펌프 및 부분분사노즐을 사용하는 1단 충동형 터빈에 대한 성능설계 프로그램을 작성였다. 펌프출구압력, 가스발생기에서의 혼합비 등을 입력값으로 하고 펌프-터빈간의 출력 매칭을 위한 유량밸런싱을 통해 프로그램을 통합하여 기존에 작성한 액체로켓엔진시스템 개념설계 프로그램에 TPU 모듈로 삽입하였으며, 이를 통해 엔진시스템 요구조건 및 가스발생기 질유량 최소화 조건을 만족하는 터보펌프시스템의 기본 설계 조건을 구하여 러시아 엔진 데이터와 비교$\cdot$검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권7호
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• pp.688-694
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• 2008

볼 베어링과 펌프 비접촉 실의 동특성을 고려하여 고추력 액체 로켓 엔진용 터보펌프의 회전체동역학 해석이 수행되었다. 회전 고유진동수와 감쇠비를 예측하기 위하여 회전속도에 따른 복소 고유치 해석이 수행되었다. 동기 회전체 질량 불평형 응답과 시간 과도 응답 해석을 통하여 회전체의 임계속도와 불안정 운전 시작 속도가 확인되었다. 수치 해석 결과로부터 후방 베어링 강성이 임계속도와 불안정성 예측에 있어서 가장 중요한 인자로 확인되었는데, 이는 1차 모드가 터빈부 회전축 굽힘 모드인 것에 기인한다. 임계속도에 있어서 펌프 실의 영향은 후방 베어링 강성이 감소할수록 그리고 전방 베어링 강성이 증가할수록 확대되는 것으로 나타났다.

• 한국항공운항학회지
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• 제18권1호
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• pp.1-10
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• 2010

Structures under high temperature may have creep behavior and fatigue behavior. Durability study of the structures need the damage analysis with the creep-fatigue effects. In this paper, the damage analysis is studied for a turbine blade in the turbopump for a liquid rocket engine which is operated under high temperature condition. First of all, the load cycle is required for defining the operational characteristics of turbopump. The thermal stress analysis is done for a turbine blade of the turbopump. The stress analysis results are used to judge damage due to the creep and the fatigue. The strain-life method with miner rule is used for fatigue damage analysis. The Larson-Miller parameter master curve and robinson rule are used for the creep damage analysis. The linear damage summation method is used to consider creep-fatigue effects of turbopump turbine. Finally, the analysis results for fatigue and the influence are compared to figure out the damage phenomenon of the turbopump turbine.