터보펌프 실매질 시험설비 구축 및 인증시험

김진선(Jin-Sun Kim),왕승원(Seung-Won Wang),우성필(Seongphil Woo),김성룡(Seong-Lyong Kim),한영민(Yeoung-Min Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

고성능의 액체로켓엔진을 확보하기 위해서는 터보펌프개발과 그 검증시험이 필수적인 항목이라고 볼 수 있다. 터보펌프의 실험적 검증을 위해 액체산소와 케로신을 토대로 한 실매질 시험설비의 구축을 완료하였다. 주요 서브시스템에 대한 검증시험이 이루어 졌고, 터보펌프 개발모델을 연계한 종합시험을 수행함으로써 시험설비의 인증이 이루어 졌다. 앞으로 제작되는 모든 터보펌프의 실매질 개발시험과 인증시험이 본 시험설비에서 수행될 예정이다. The development and verification test of a turbopump are fundamental to have an high-performance LRE(liquid rocket engine). A turbopump real-propellant test facility based on liquid oxygen and kerosene has been constructed for the experimental validation of the turbopump. The verification tests of sub-system were performed and the performance of the total system was tested with the development model of the turbopump. Development and validation tests of all turbopumps to be manufactured will be performed at the turbopump real-propellant test facility.

7톤급 터보펌프 실매질 시험설비를 위한 알코올버너 개발시험

김진선(Jin-Sun Kim),홍순삼(Soon-Sam Hong),왕승원(Seung-Won Wang),한영민(Yeoung-Min Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

터보펌프 실매질 시험설비는 75톤급과 7톤급 액체로켓엔진에 적용되는 터보펌프의 성능검증시험을 병행하여 수행할 수 있는 시험설비이다. 7톤급 시험설비에서는 약 1kg/s의 고온가스로 터보펌프가 구동된다. 이 구동력을 생성시키기 위해 저유량 알코올버너를 개발하여 검증시험을 수행하였다. 이 저유량 버너는 호환성을 위해 75톤급 시험설비용 알코올버너를 부분적으로 개조하여 개발한 것이다. 7톤급 터보펌프 실매질 시험에서는 1기의 알코올버너 운용되어 터보펌프가 요구하는 파워를 충족시킬 것으로 사료된다. Turbopump real-propellant test facility(TPTF) is to verify the performance of turbopump for 75tf and 7tf class liquid rocket engines in parallel. High temperature gas of 1kg/s drives the turbopump at the 7tf class test facility. To make a driving force for the turbopump an alcohol burner which requires low flow rate has been developed and the performance test of the burner has been performed. The low flow rate burner was modified from the alcohol burner of 75tf class test facility partially for compatibility. One alcohol burner will be operated for the real-propellant test of 7tf class turbopump and expected to satisfy the power requirement of the turbopump.

크리프-피로 영향을 고려한 터보펌프 터빈의 손상해석

이무형 ( Mu Hyoung Lee ),장병욱 ( Byung Wook Jang ),김진한 ( Jin Han Kim ),정은환 ( Eun Hwan Jeong ),전성민 ( Seong Min Jeon ),이수용 ( Soo Yong Lee ),박정선 ( Jung Sun Park ) 한국항공운항학회 2010 한국항공운항학회지 Vol.18 No.1

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.

30톤급 액체로켓엔진 터보펌프+가스발생기 연계시험기 성능 분석

김승한(Kim Seung-Han),남창호(Nam Chang-Ho),김철웅(Kim Cheulwoong),설우석(Woo-Seok Seol) 대한기계학회 2010 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2010 No.11

As a preceding activity for the development of Korean Space Launch Vehicle, development work on 30tonf-thrust liquid oxygen-kerosene liquid rocket engine has been continued. Using major components of liquid rocket engine, such as turbopump and gas generator, and facility type propellant feeding components, except combustion chamber, turbopump+gas generator coupled tests are conducted. This paper describes the results of analysis on operational performance parameters, obtained from the turbopump+gas generator coupled tests. From this experimental study, control technique for the matching of coupled system control parameters and performance parameters at the simulated engine operational condition are analyzed. From the results of turbopump+gas generator coupled tests, turbopump, gas generator and control components as a coupled system showed stable operation within the expected operational regimes.

7톤급 액체로켓엔진 터보펌프 임계속도 해석

전성민(Seong Min Jeon),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

한국형발사체 상단엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진용 터보펌프의 임계속도 해석이 이루어 졌다. 7톤급 터보펌프는 기 개발된 실험용 30톤급 터보펌프 및 현재 개발 중인 한국형발사체 1, 2단 엔진용 75톤급 터보펌프의 기본 개념을 채용하여 1축 터보펌프로 설계가 진행 중이다. 2개의 볼 베어링으로 지지되는 산화제펌프 회전체와 역시 2개의 볼 베어링으로 지지되는 연료펌프-터빈 회전체는 스플라인 축으로 연결되어 설계 속도에서 작동한다. 본 연구에서는 회전체동역학 해석을 수행하여 터보펌프가 sub-critical 회전체로서 충분한 임계속도 분리 여유를 확보하는 지를 검토하였다. A rotordynamic analysis is performed for a 7 ton class turbopump applied to the third stage LRE(Liquid Rocket Engine) of the KSLV(Korea Space Launch Vehicle). Based on the heritage of the developed experimental 30 ton class turbopump and developing 75 ton class turbopump for the KSLV first and second stage LRE, the 7 ton class turbopump is designed as an one-axis rotor turbopump. Two rotor systems comprised of one oxidizer pump assembly and the other fuel pump-turbine assembly are connected each other using a spline shaft and operating at a design speed. Through the rotordynamic analysis, it is investigated that the turbopump acquires sufficient separate margin of critical speed as a sub-critical rotor.

터보펌프 실매질 시험설비 구축 및 인증시험

김진선(Jin-Sun Kim),한영민(Yeoung-Min Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.4

Liquid rocket engines of KSLV-II employ a turbopump feed system for propellants. A turbopump real-propellant test facility based on liquid oxygen and kerosene has been constructed for the experimental verification of the turbopump performance using the real media of propellants(i.e., LOX/Kerosene). The verification tests of sub-systems were performed such as LOX/kerosene feed system and alcohol burner system. Finally, the performance of the whole system was executed and verified through a sets of validation tests with the development model of the KSLV-II turbopumps. It has been confirmed that the test facility satisfies the operating conditions and time of the turbopump at the design and off-design performance test using real-propellant.

터보펌프 축추력 조절용 캐버티 베인에 대한 수치해석적 연구

노준구(Jun-Gu Noh),최창호(Chang-Ho Choi),김진한(Jinhan Kim) 한국유체기계학회 2005 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.- No.-

The magnitude of the axial force acting on turbopump bearings has a great influence on the operational reliability and service life of a turbopump. In the turbopump under current investigation the cavity vanes are introduced to the pump shroud casing to control the axial thrust of the turbopump. To investigate the effect of the cavity vanes, 3D computational flow analyses for a propellant pump stage including an inducer, impeller, volute and secondary flow passages are performed with and without the vanes. The results show that the cavity vanes are very effective in reducing the magnitude of axial thrust without notable changes on the overall performance of the turbopump.

터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험 특성 연구

김승한(Seung-Han Kim),남창호(Chang-Ho Nam),김철웅(Cheul Woong Kim),설우석(Woo Seok Seol) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

액체산소/케로신 추진제 액체로켓엔진 개발기술 확보를 위해, 연소기를 제외한 터보펌프, 가스발생기 등의 30톤급 엔진 주요 구성품을 이용한 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험을 수행하였다. 연소기를 유량제어 요소로 모사한, 엔진시스템 모사조건에서 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험기의 예냉 절차, 시동 특성, 정격조건 작동 및 정지가 성공적으로 수행되었다. 터보펌프와 가스발생기의 작동성을 검증하였다. 연계시험기의 터보펌프 회전수 및 혼합비 피드백 제어를 위한 제어시스템도 검증되었다. 본 폐회로 연계시험 결과는 액체로켓엔진 선행 기술 개발에 활용될 것이다. For the technology development of LOx/kerosene liquid rocket engine, turbopump-gas generator closed-loop coupled tests using 30tonf main engine components such as turbopump and gas generator except combustion chamber are performed. In the engine system operation environment, simulating combustion chamber by flow control units, the chill-down procedure, startup characteristics, nominal operability and smooth shutdown of turbopump+gas generator closed-loop coupled Test Plant are successfully confirmed. The serviceability of the turbopump and gas generator are evaluated. The feed-back control system for the turbopump rotational speed and gas generator mixture ratio are also verified. The results of closed-loop coupled test will be used as the technology development for the liquid rocket engine.

한국형 발사체용 터보펌프 조립체 시험에서의 캐비테이션 불안정성

김대진,최창호,김진선 항공우주시스템공학회 2020 항공우주시스템공학회지 Vol.14 No.5

Turbopumps for liquid rocket engines are exposed to various cavitation instabilities under their operating conditions. The instabilities affect the stability of the turbopumps. To make sure of the stability of the turbopump of KSLV-II, the present work examined the characteristics of the cavitation instabilities during the turbopump assembly test. In the test, the LOx pump was operated under super-synchronous rotating cavitation and attached to uneven cavitation. In the vibration analysis of the fuel pump, the characteristic frequency by the super-synchronous cavitation of the LOx pump was clearly shown. 액체로켓엔진용 터보펌프는 작동 조건에서 캐비테이션 불안정성에 노출되며, 이는 터보펌프의 안정성에 영향을 미친다. 이를 확인하기 위해 터보펌프 조립체 시험 중 나타난 캐비테이션 불안정성의 특징을 살펴보았다. 시험 중 산화제펌프는 대표적인 캐비테이션 불안정성인 초조화 선회 캐비테이션과 부착 비대칭 캐비테이션에 노출되었다. 캐비테이션 불안정성이 발생되지 않는 조건에서 작동했던 연료펌프에서도 산화제펌프의 초조화 선회 캐비테이션에 의한 진동이 확인되었다.

터보펌프-가스발생기 개회로 연계시험 연구

김승한(Kim Seung-Han),남창호(Nam Chang-Ho),김철웅(Kim Cheulwoong),문윤완(Moon Yoonwan),설우석(Seol Woo-Seok) 대한기계학회 2010 大韓機械學會論文集B Vol.34 No.5

30톤급 액체산소/케로신 액체로켓엔진개발의 중간단계로 터보펌프-가스발생기 개회로 연계시험이 수행되었다. 터보펌프-가스발생기 개회로 연계시험은 엔진시스템 작동 모사 환경 시험으로서 가스발생기로의 추진제는 터보펌프 출구를 통해 공급되지만, 가스발생기 출구 가스는 터빈 구동에 이용되지 않고 외부로 배출된다. 터보펌프-가스발생기 개회로 연계시험 목적, 시험설비 구성, 제어시스템의 작동 조건, 시험 수행 절차, 연계시험기의 구성 형태, 개회로 연계시험 결과가 제시되었다. 터보펌프-가스발생기 개회로 연계시험 결과, 연계시험기의 예냉 절차와 시동 특성, 정격 작동성 및 안정적인 종료 특성이 액체로켓 엔진시스템 작동 환경 모사조건에서 확인되었다. Turbopump-gas generator open-loop coupled tests are performed during the development of a 30tonf-LOx/Kerosene rocket engine. In the turbopump-gas generator open-loop tests, the propellants to gas generator are supplied from the outlets of turbopump, while the gas exhausted from the gas generator is vented out to the atmosphere, instead of being used to turbine driving. This paper presents the objectives, procedure, and results of the open-loop coupled test, in addition to a schematic representation of the test apparatus and the operating conditions for the test facility system and control system. The results of turbopump-gas generator open-loop coupled test confirm chill-down procedure, startup characteristics, nominal operability and smooth shutdown of the open-loop coupled Test Plant in test conditions simulating engine system operation environment.