• 항공우주기술
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• 제1권1호
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• pp.163-172
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• 2002

액체로켓용 터보펌프시스템의 주요한 구성품의 하나로서 고압 터보펌프의 구동에 사용되는 터빈시스템 설계에 대한 연구가 수행되었다. 터빈시스템은 가스발생기에서 발생된 고온/ 고압의 연소가스의 운동에너지를 펌프를 구동시킬 수 있는 기계적 에너지로 전환하는데, 노즐을 통해 연소가스의 운동 에너지를 증가시켜 펌프와 동일 축으로 연결된 동익을 회전시킨다. 액체로켓엔진의 시스템설계의 결과로 주어지는 압력비, 일량, 입구온도, 입구압력 등의 요구조건하에, 이를 만족시키는 터빈 시스템(노즐 및 동익)의 설계연구가 수행되었다. 터빈시스템은 입/ 출구 압력비에 따라서 개방형(Open Type)과 밀폐형(Closed Type)으로 나눌 수 있는데, 개방형의 경우 높은 압력비와 소량의 유량을 필요로 하며 충격형(Impulse Type)의 동익이 사용되며, 낮은 압력비와 다량의 유량을 필요로 하는 밀폐형의 경우 반동형(Reaction Type)의 동익이 사용된다. 시스템의 단순화 및 효율화를 위해서 본 연구에서는 개방형 터빈시스템이 채택되었으며, 특히 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로 효율을 증가시키기 위해서 부분분사노즐(Partial Admission Nozzle)이 채택되었으며, 이의 효율에 미치는 영향이 연구되었다. 공기역학적 이론과 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터빈 상사시험을 통하여 본 연구에 적용된 설계를 검증하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권3호
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• pp.29-38
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• 2015

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 노즐과 1단 로터 사이 축 간극 거리를 달리하며 3차원 비정상 유동해석을 수행하고 초음속 터빈의 성능 특성을 분석하였다. 계산결과는 기존의 초음속 터빈 효율 경향과 잘 일치하였으며 특정 축 간극 구간에서 효율의 급격한 감소를 보이고 그 이후에는 큰 변화가 없는 구간이 존재함을 확인하였다. 로터 앞전에서 발생하는 충격파의 영향이 노즐 끝단에 전달이 되는 정도에 따라 터빈 내의 여러 성능 특성이 달라짐을 살펴보았고 터빈 스팬 별 손실 특성에서 축 간극이 커질수록 허브 영역에서의 손실이 증가하고 미드스팬 이상의 영역에서 손실이 감소함을 보였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권5호
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• pp.107-121
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• 2020

전기펌프 사이클을 상단 엔진으로 사용하는 2단형 소형발사체의 성능 해석을 수행하였다. 1단은 한국형발사체 시험발사체를 사용하고 상단은 액체메탄과 케로신(RP-1)을 연료로 사용하는 전기펌프 사이클엔진을 상정하였다. 상단 질량 예측을 위한 모델을 제시하고, 총 역적을 고정한 상태에서 20~40 kN의 추력과 연소압력 3~6 MPa, 노즐 확대비 60~100의 범위에 대하여 해석을 실시하였다. 최대 속도증분을 가지는 혼합비를 제시하고 단 질량 예측을 통해 LEO(Low Earth Orbit)와 SSO(Sun Synchronous Orbit) 궤도투입 성능을 계산하였다. 액체메탄, RP-1 두 경우 모두 추력 20 kN, 연소압력 3 MPa, 확대비 100의 경우에 최대 궤도투입중량의 결과를 보였으며, 이 때의 혼합비는 액체메탄의 경우 3.49, RP-1의 경우 2.75이다. 또한 ASTOS를 이용하여 LEO 임무일 경우의 1단 및 페어링의 낙하점을 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권4호
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• pp.54-63
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• 2022

500 kg의 페이로드를 500 km 태양동기궤도에 이송가능한 소형발사체의 상단에 사용될 3톤급 액체로켓엔진을 설계하고 있다. 소형발사체의 1단에는 비행시험으로 검증된 75톤급 엔진을 사용한다. 상단용 엔진은 액체산소와 액체메탄을 연료로 사용되는데, 이 추진제 조합은 공통격벽탱크를 적용하여 무게 감소가 가능하고 비추력도 높다. 상단엔진의 사이클로는 저압으로 운용되어 신뢰성이 높은 팽창식 사이클을 채택했으며, 노즐 확대비 120이상에서 360초를 상회하는 비추력 성능을 보일 것으로 평가되었다. 엔진의 주요구성품인 연소기와 터보펌프는 목표 비용을 맞추기 위하여 적층제조된다. 엔진은 자가증기가압과 롤추력제어를 위하여 가열된 증기메탄을 제공하고, 이러한 기능을 가진 상단 추진기관시스템은 심우주탐사 등 다양한 임무에 확대 적용 가능할 것으로 기대된다.