75톤급 액체로켓 엔진용 터보펌프 터빈 성능에 대한 실험적 연구 (Experimental Investigation of the Turbine in a Turbopump for a Liquid Rocket Engine with a 75-ton Force Thrust)

서지정보

· 발행기관 : 대한기계학회
· 수록지 정보 : 대한기계학회논문집 B / 42권 / 8호 / 519 ~ 524페이지
· 저자명 : 이항기, 신주현, 최창호

초록

75톤급 액체 로켓 엔진에 탑재되는 초음속 충동형 터빈의 성능에 대해 연구하였다. 한국형 발사체(KSLV-II)에는 75톤의 추력을 내는 엔진이 적용되며, 터보펌프를 이용하여 연소기에 추진제를 공급한다. 터빈은 작은 유량의 터빈 구동 가스로 높은 출력을 내기 위해 초음속 충동형 방식으로 설계되었다. 한국항공우주연구원의 고압 공기 터빈 시험 설비를 활용하여 상사 시험을 통해 터빈 성능을 평가하였다. 시험 영역은 설계점 및 탈설계점을 포함하였다. 시험 결과 터빈은 시험 영역 안에서 속도비가 증가할수록 효율이 증가하며, 효율에 미치는 영향은 압력비의 변화보다 회전수의 변화가 더 크게 작용한다. 설계 압력비 이하에서는 노즐에서 충격파가 생겨 효율이 급격히 감소하는 특성을 보인다.

영어초록

This study investigates the performance of a supersonic impulse turbine in a 75-ton thrust liquid rocket engine. The Korea Space Launch Vehicle-II has a liquid rocket engine that generates a 75-ton force thrust. This engine uses a powerful turbopump to introduce the propellants into the combustion chamber. Supersonic impulse turbines are employed in turbopumps to generate a high specific power under conditions of a low flow rate of the turbine driving gas. In this study, performance tests were conducted for the supersonic impulse turbine using high-pressure air at the turbine testing facilities at the Korea Aerospace Research Institute. The tests were performed in ranges including the design point and off-design points. The results indicate that the turbine efficiency increased with increasing velocity ratio and was more strongly affected by the rotational speed than the pressure ratio. A drop in efficiency occurred in the range below the design pressure ratios owing to the occurrence of shock waves in the nozzles.

참고자료

· 없음