• 한국추진공학회지
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• 제24권6호
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• pp.93-100
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• 2020

액체로켓엔진의 터보펌프는 추진제 상태 변화로 인한 캐비테이션 발생을 최소화하기 위해 인듀서를 사용한다. 그러나 인듀서에서 발생하는 캐비테이션 불안정성은 엔진 개발의 큰 문제점으로 알려져 있다. 본 논문에서는 한국형발사체 1단용 엔진이 낮은 입구압력 조건에서 작동될 때 캐비테이션 불안성에 의한 엔진 작동 특성을 검토하고 엔진의 신뢰도를 확인하고자 하였다. 산화제펌프의 캐비테이션 불안정성을 대표하는 특성주파수가 산화제펌프와 연료펌프를 비롯한 엔진 여러 곳에 부착된 동압센서, 가속도계, 스트레인 게이지 등의 신호에서 뚜렷하게 관찰되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.159-162
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• 2008

발사체의 상단에 사용되는 여러 가지 싸이클의 특성을 조사한 뒤, 그 중 가스발생기 후연소 싸이클 엔진의 특성을 살펴보았다. 발사체 상단에 사용되는 엔진은 추진제와 싸이클의 특성상 연소압-확장비 다이어그램에서 크게 3그룹으로 나뉘어 진다. 영역 II에 위치한 케로신 엔진은 모두 가스발생기 후연소 싸이클 엔진으로서 높은 압력과 복잡한 구조를 하고 있다. 이 싸이클은 그 특성상 2개 이상의 펌프를 사용한다. 즉, 연료라인을 둘로 분기하여 보다 높은 압력이 요구되는 가스발생기 라인에는 2차 펌프를 두어 좀 더 가압을 하여 보다 효율적인 파워사용이 가능하다. 기본적으로 모든 산화제는 가스발생기를 지나 연소기로 향하기 때문에 2차 펌프의 필요성이 줄어들지만 여러가지 이유로 주펌프 이전에 부스터 펌프를 두어 주산화제 펌프의 부담을 덜어주는 경우가 많다. 폐쇄형 엔진은 그 특성상 엔진 비추력 효율이 개방형 엔진보다 상대적으로 높기 때문에 상단엔진에 적합하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.122-126
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• 2006

터보펌프식 발사체 추진기관의 기체공급계 개발과정을 통하여 두 가지 방식의 가압시스템과 저중량 배관시스템에 대한 국산화 개발을 수행하였다. 서브시스템 시험을 통해 액체산소 얼리지 압력을 일정하게 유지시키기 위한 1단 및 2단 감압방식 가압시스템의 제어 성능을 확인할 수 있었다. 또한 열/유체적 측면과 구조적 측면을 체계적으로 고려하여 배관 시스템의 요구성능을 만족하고 발사체에서 요구되는 수준까지 무게가 저감된 배관 시스템 개발을 개발하였다. 이와 아울러 터보펌프에서의 케비테이션 방지 및 지상 대기시간동안에 배관에서 발생할 수 있는 가이저링을 방지하기 위한 액체 산소 컨디셔닝 기술을 확립할 수 있었다. 또한 가압부/산화제 공급계 연계시험을 통해 시스템 차원의 성능을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1099-1102
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• 2017

액체로켓엔진용 연료펌프의 캐비테이션 시험 중 입출구 배관과 펌프 케이싱에서 계측된 고주파 신호를 분석하였다. 각각의 데이터의 RMS 값을 캐비테이션 수에 따라 표현하였다. 측정 결과는 산화제펌프의 결과와 비교하였으며, 캐비테이션 불안정성의 영향도 검토하였다. 산화제펌프와 연료펌프 고주파 신호 사이에 유사성이 확인되었다. 또한, 캐비테이션 불안정성은 연료펌프 출구 배관 압력섭동에 영향을 주었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.220-223
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• 2005

본 연구에서는 러시아, 미국, 유럽, 일본의 가스발생기 사이클 엔진 시스템 설계인자를 조사하여 비교 검토하였다. 연소기의 특성속도, 연소기 분사기 차압, 터보펌프 토출압, 펌프효율, 터빈의 비출력 등의 설계인자를 비교한 결과 연소기의 특성속도는 1700-1770 m/s, 분사기차압은 4-10bar, 터보 펌프 토출압은 연소기 압력의 120-230%, 펌프효율은 60-80%, 터빈의 비출력은 $0.28-0.58MW{\cdot}s/kg$의 범위에 있다. 터빈 입구의 가스온도는 터빈의 비출력과 밀접한 관련이 있으며 터빈재질로 인한 한계를 고려하여 결정되어야 한다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회B
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• pp.3154-3158
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• 2008

A liquid rocket engine performance has been analyzed as a function of combustion pressure with LOx/RP-1R. The present method is verified by comparing the specific impulse for various combustion pressure with given pump head model. The optimal combustion pressure is between 150 bar and 200 bar for given efficiencies. Both the optimal combustion pressure and the specific impulse increase for increased turbine efficiency. The optimal combustion pressure decreases and the specific impulse increases for increased combustion efficiency. The pump efficiency and the turbine inlet temperature have the same qualitative effect as the turbine efficiency.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제17권6호
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• pp.21-28
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• 2014

Propellent should be pressurized inside the turbopump to gain high thrust in a projectile. Turbopump is composed of an inducer, which prevents impeller performance deterioration, and an impeller. Several types of cavitation occur inside the inducer, numerous experiments and CFD simulations are conducted. Though, an inducer takes only small portion of total head of the pump and the following impeller determines whole turbopump performance. In addition, low inlet pressure makes the flow to be cavitated not only at the inducer, but also at the impeller in real cases. Therefore, flow through an inducer and an impeller should considered simultaneously. In this study, LOX pump composed of an inducer and an impeller is analyzed by using commercial CFD code ANSYS CFX 13.0. Non-cavitating flow with high inlet pressure and cavitating flow with low inlet pressure are both simulated and head, suction performances are shown. Evolution of the flow and the cavitation by reducing cavitation number and effect of cavitation on pump performance are studied.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1144-1147
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• 2017

발사체 엔진 시동 및 정지시 발생하는 압력 섭동 및 압력 강하에 대한 검토를 수행하였다. 특히 PSD(Pogo Suppression Device)이 존재하는 경우 엔진 시동 혹은 정지시 이에 대한 영향을 검토하기 위해 연구를 수행하였다. 해석을 수행하기 위해 상용 1D 해석 프로그램인 Flowmaster를 사용하여 추진제 탱크 및 PSD, 엔진을 모델링하였다. 해석 결과 PSD가 설치되어 있어도 엔진 시동 및 정지시 터보펌프 입구에서의 압력 강하 및 상승에 변화가 없음을 확인하였다. 단, PSD의 본래 목적에 맞게 배관에서의 높은 주파수 대역의 압력 섭동을 낮추는 효과를 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권2호
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• pp.65-72
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• 2015

7톤급 액체로켓엔진용 터보펌프 개발 시제에 대한 조립체 성능시험이 수행되었다. LN2와 물이 적용된 상사매질 조립체 시험을 통해 터보펌프 단품 간 출력 매칭 및 조립체 레벨에서의 수력/공력 성능검증이 선행되었으며 LOX와 케로신의 실제 운용 환경의 실매질 시험에서는 터보펌프의 설계점, 탈설계점 성능 검증시험이 이루어졌다. 탈설계시험은 엔진의 운용시간을 적용하여 이루어졌으며 펌프의 흡입성능 검증을 병행하였다. 개발된 7톤급 액체로켓용 터보펌프는 엔진운용영역에서 유량, 양정, 흡입성능, 그리고 운용시간의 요구규격을 만족시키는 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.47-53
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• 2010

75톤급 터보펌프용 추진제 혼합 방지 실의 누설 성능 및 내구 성능을 평가하기 위한 수류환경 성능 시험을 수행하였다. 추진제 혼합 방지 실 시제품은 연료펌프 부와 산화제펌프 부 각각 누적 시험시간 2,100초 동안 수류환경에서 내구 성능 시험이 이루어 졌다. 1단의 카본 플로팅 링 실로 구성된 연료펌프 부는 성능 시험 동안 평균 실 차압 9.4 bar에서 평균 누설 유량 13.7 gram/sec의 결과를 얻었다. 반면, 2단의 카본 플로팅 링 실로 구성된 산화제펌프 부는 성능 시험 동안 평균 실 차압 9.5 bar에서 평균 누설 유량 7.3 gram/sec의 결과를 얻었다. 내구 성능 시험 후, 추진제 혼합 방지 실은 양호한 상태를 보였다. 향후 액체 질소를 시험 매질로 하는 극저온 환경에서 추진제 혼합 방지실 누설 성능 시험이 수행될 예정이다.