• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.1-9
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• 2005

고성능 로켓엔진의 터보펌프를 구동하기 위한 연료 과농 가스발생기에서 연소 불안정 발생시, 음향 모드 공진주파수를 모사하는 방법을 통하여 모사배관을 결정하였다. 관심 음향모드의 몇 파장만을 모사하여 실제 연소시험에 바로 적용할 수 있는 팎은 길이의 배관도 제시하였다. 가스발생기에서의 연소 불안정을 제어하기 위한 하나의 방안으로, 모사배관의 길이를 변경하여 분사기의 동특성과 연소실의 공진 음향 모드를 서로 분리시킴으로써 상호작용이 일어나지 않게 할 수 있다. 이러한 특성은 연소시 험을 통해 확인되었고, 이를 통하여 비행용 가스발생기의 연소시험과 연소불안정 제어를 위한 한 가지 방안으로서 모사배관을 결정하는 방법을 확립하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권3호
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• pp.40-46
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• 2011

75톤급 터보펌프용 속도복식 터빈을 개발하였다. 축과 로터의 연결에는 커빅커플링을 적용하였다. 커빅커플링은 시편을 통한 고온비틀림 시험과 시제품의 스핀시험을 통해 적용 적합성을 검증하였다. 고압 공기를 이용한 성능시험 결과, 개량형 속도복식 터빈의 비출력은 기본형 단단 터빈에 비해 설계점에서 20.5%가량 향상된 것으로 나타났다. 개량형터빈의 $1^{st}$로터는 설계점 전체출력의 74.1%를 담당하는 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.235-239
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• 2005

저궤도 위성 발사체에 적용 가능한 추력 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 전반적인 연소 시험을 마쳤다. 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용 가능한 재생냉각형으로 제작된 본 연소기는 초기 연소 성능 및 기능 검증을 위해 내열재 방식의 연소실을 이용하여 연소 시험을 수행하였다. 설계 조건을 중심으로 넓은 작동 구간에서 본 연소기는 안정된 연소 성능을 보였다. 연소기의 물리적 손상 또한 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다. 연소기의 성능은 연소 효율이 95%, 그리고 지상 비추력이 254초로 초기 설계 대비 초과 내지는 동등 수준의 결과를 보였다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.523-526
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• 2006

A series of hydraulic and cavitation tests are performed in water environment in order to verify the hydraulic and cavitation performance of three types of LOX pumps. All the performances of the pumps are found to be satisfied with each design requirement. In the hydraulic tests, the head and efficiency are increased as the gap between floating ring seals and the impeller shoulder is decreased. In the cavitation tests, some pumps show decrease in the cavitation performance as the flowrate of the pump is decreased.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제15권1호
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• pp.36-40
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• 2012

The magnitude of the axial thrust acting on pump bearings has a great influence on the operational reliability and service life of a pump for turbopumps. In the present study, radial vanes are introduced to the pump casing to control the axial thrust by changing the cavity pressure between the impeller and the casing. To investigate the effect of the vanes on the axial thrust of the pump, experimental and computational studies were performed with and without the vanes. It is shown that the vanes reduce the cavity pressure by preventing the flow from rotating with the impeller. Experimental and computational results show similar trend for the axial thrust difference between two cases with and without the vanes. The results show that the cavity vanes are very effective in controlling the magnitude of the axial thrust.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.117-122
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• 2012

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.

• International Journal of Fluid Machinery and Systems
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• 제5권1호
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• pp.1-9
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• 2012

In the turbopump inducer of a liquid propellant rocket engine, cavitation is affected by acceleration that occurs during an actual launch sequence. Since cavitation instabilities such as rotating cavitations and cavitation surges are suppressed during launch, it is difficult to obtain data on the influence of acceleration on cavitation instabilities. Therefore, as a fundamental investigation, in the present study, a three-blade cyclic cascade is simulated numerically in order to investigate the influence of acceleration on time-averaged and unsteady characteristics of cavitation that arise in cascade. Several cases of acceleration in the axial direction of the cascade, including accelerations in the upstream and downstream directions, are considered. The numerical results reveal that cavity volume is suppressed in low cavitation number condition and cavitation performance increases as a result of high acceleration in the axial-downstream direction, also, the inverse tendency is observed in the axial-upstream acceleration. Then, the regions in which the individual cavitation instabilities occur shift slightly to a low-cavitation-number region as the acceleration increases downstream. In addition, in a downstream acceleration field, neither sub-synchronous rotating cavitation nor rotating-stall cavitation are observed. On the other hand, rotating-stall cavitation occurs in a relatively higher-cavitation-number region in an upstream acceleration field. Then, acceleration downstream is robust against cavitation instabilities, whereas cavitation instabilities easily occur in the case of acceleration upstream. Additionally, comparison with the Froude number under the actual launch conditions of a Japanese liquid propellant rocket reveals that the cavitation performance will not be affected by the acceleration under the current launch conditions.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.143-149
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• 2005

로켓엔진용 연료펌프의 수력 성능과 흡입 성능을 관찰하기 위해 연료펌프에 대한 성능시험을 실시하였다. 성능 시험은 수력 성능 시험과 흡입 성능으로 나뉘며 시험의 편의를 위해 상온의 물을 매질로 택하였다. 수력 성능 시험 결과 양정, 효율, 볼류트 압력 분포 등은 상사 법칙을 잘 만족하는 것으로 드러났으나, 이차 유로의 압력 분포는 상사 법칙과 약간의 차이를 보였다. 그리고 플로팅 링 간극을 줄였을 때 펌프의 양정과 효율 모두 좋아지는 것을 확인할 수 있었고, 바이패스 배관의 오리피스 변화는 연료펌프의 효율 변화와 특별한 경향성을 보이지 않았다. 마지막으로 흡입 성능 시험 결과 펌프의 시험 회전수를 높였을 때 펌프의 흡입 성능이 증가하는 것을 관찰할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권4호
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• pp.59-66
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• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.830-834
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• 2011

본 연구에서는 액체로켓엔진의 터보펌프용 초음속 터빈 로터 블레이드에 스윕 각도 ${\pm}15^{\circ}$를 적용하여 전방스윕(FSW), 후방스윕(BSW)모델의 유동형태 및 성능을 기준모델(NSW)과 비교하여 스윕 적용의 효과를 살펴보았다. 3차원 Navier-Stokes 유동해석에는 상용 코드인 FLUENT 6.3 Parallel을 사용하였다. BSW 모델은 기준 모델(NSW)에 비해 팁 간극으로 빠져나가는 누설 손실량을 줄이는데 효과가 있었고 정효율 증가에도 영향을 미쳤다.