A Study on the Design of Electric Pump for Small Liquid-Methane Rocket Engine

Abstract

Due to the Fourth Industrial Revolution, the demand for small satellites is greatly increasing, and the market for small launch vehicles for efficiently launching these small satellites is growing rapidly. However, since the turbopump system, which is used for the existing large launch vehicle, has a complicated configuration and a high manufacturing and operating cost, the electric pump system has attracted attention as a substitute for a small launch vehicle instead of the turbopump. In particular, due to the rapid development of battery technology, the development of a light and energy-dense battery has made it possible to apply an electric pump system that is more efficient and cheaper than a turbopump for a small rocket engine. However, recent small launch vehicles are mostly having a thrust of 1 ton or more and are not suitable for launching nanosatellites, which are rapidly increasing in demand recently. So, through this study, an electric pump for driving 5,000 Newton-class liquid methane engines has been developed for launching nanosatellites efficiently. This pump has to be operated at very low specific speed because it must be operated at very low flow rate, higher head, and higher rotational speed than conventional pumps. Therefore, this study focused on designing the impeller shape that can be operated while minimizing cavitation in very low specific speed. Two impeller candidates were manufactured through the design process presented in this paper, and impeller balancing was performed in the 20,000 RPM range. The shroud was applied to prevent the impeller and the casing from colliding. And it also minimizes the loss caused by recirculation. A volute casing with a circular cross-section is applied, and a brushless DC motor is used as a driver. Since the output of about 6 kW is required, an electronic speed controller is applied to control the motor and to supply power. Since the pump must be used in rocket engines, all the components are contained in the smallest possible space. The bearings are arranged in a row with angular contact bearings that can withstand both axial and radial loads simultaneously. Also, instead of mechanical seals, simple spring-loaded seals were applied. Finally, all materials were selected in consideration of the cryogenic environment.

4차 산업혁명으로 인하여 소형위성의 수요가 크게 증가하고 있으며, 이러한 소형 위성을 효율적으로 발사하기 위한 소형 발사체 시장 역시 빠르게 성장하고 있다. 그러나 최근, 기존의 대형 발사체에 사용하고 터보펌프 시스템은 구성이 복잡하고 차지하는 공간이 크며 제작 및 운용비용마저 높아, 터보펌프 대신 저비용으로 소형발사체에 적용할 수 있는 대체제로써 전기펌프 시스템이 주목받고 있다. 특히 배터리 기술의 비약적인 발전으로 인하여 가볍고 에너지 밀도가 높은 배터리가 개발됨에 따라 소형 발사체에 한하여 터보펌프 대신 더욱 효율적이며 가격은 낮은 전기펌프 시스템을 적용하는 것이 가능해 지게 되었다. 그러나 근래의 소형 발사체는 대부분이 1톤급 이상의 추력을 갖는 발사체로써, 최근 급격히 증가하고 있는 나노위성을 단독발사 하기에는 적절치 않다. 따라서 본 연구를 통하여 나노위성을 효육적으로 단독발사 할 수 있는 5,000 뉴튼급 액체메탄 엔진 구동을 위한 액체메탄 전기펌프를 개발하였다. 이 펌프는 유량이 기존펌프 대비 매우 작으면서 높은 양정을 가지며 28,000 RPM의 상당히 높은 회전수를 갖기 때문에 매우 작은 비속도의 영역에서 운전되어야만 한다. 따라서 본 연구에서는 매우 작은 비속도 영역에서 케비테이션 발생을 최소화 하며 정상적으로 작동할 수 있는 임펠러 형상을 설계하는 것에 주안점을 두고 개발을 진행하였다. 본론에 제시된 설계과정을 통하여 두 가지의 임펠러 후보군을 제작하였고 20,000 RPM 영역에서 임펠러 바란싱을 수행하였으며 임펠러와 케이싱의 충돌을 방지하고 재순환으로 인한 손실을 최소화 하기 위하여 시라우드를 적용하였다. 케이싱으로는 원형 단면의 케이싱을 적용하였으며 구동 모터로는 브러시리스 직류 모터를 이용하였고 약 6kW의 출력이 필요하여 모터 제어 및 전력공급을 위한 모터 변속기를 추가로 장착하여 전기모터 시스템을 구축하였다. 본 펌프는 로켓 엔진 적용을 고려 했기 때문에 최대한 좁은 공간에 모든 구성품이 들어가도록 하기 위하여 축방향과 경방향 하중을 동시에 견딜 수 있는 앵큘러 컨택트 베어링을 채택하여 일렬로 배치하였으며 복잡하고 큰 미케니칼 씰을 대신하여 간단한 구조의 스프링 씰을 적용하였다. 마지막으로 모든 소재의 선정은 극저온 환경을 고려하여 진행하였다.