Experimental and Numerical Feasibility Study on Application of Electric Pump Cycle in Small Rocket Engine

Abstract

As the miniaturization of satellites and the use of satellite constellation increase, the demand for small launch vehicles is also increasing. Accordingly, numerous private companies are developing and operating small launch vehicles, and in particular, the number of small launch vehicles which applying the electric pump cycle, is increasing. The electric pump cycle is a propellant feed system that drives a pump using an electric motor, unlike a gas generator cycle that drives the pump with a gas turbine. Many studies have been conducted to evaluate the performance of the electric pump cycle compared to other propellant feed systems based on the mass modeling. However, no study has been conducted to validate the application of the electric pump cycle in small rocket engines with thrust level of 10 kN or less. In this study, the validity of the application of the electric pump cycle was dealt with in an experimental and numerical method. First, a cryogenic performance test using liquid nitrogen as simulants was conducted using a cryogenic electric pump system for a 5.4 kN class pintle rocket engine. From the numerical analysis and cryogenic performance test results, the successful operation of the electric pump under the cryogenic environment was validated. Second, based on mass modeling, the performance of electric pump cycle, gas generator cycle and pressure-fed cycle was compared and analyzed. Small rocket engines with thrust level of 10 kN or less are characterized by very low specific speed of the pump due to small thrust level. In this study, mass modeling was performed in consideration of the hydraulic efficiency of the pump according to the specific speed. The performance of the propellant feed system according to the combustion pressure, thrust, and rotational speed conditions of the pump was compared for a small rocket engine. Under the conditions of combustion pressure of 10 bar, thrust level of 5.4 kN, and pump rotational speed of 28,000 RPM used in the experimental feasibility study, the performance of the electric pump cycle was higher than that of the other two propellant feed systems. Finally, this study numerically verified the feasibility of applying an electric pump cycle to a small rocket engine of 10 kN or less and experimentally verified that it would be possible to apply an electric pump cycle to a small rocket engine of 5.4 kN.

인공위성의 소형화 및 군집 시스템의 활용이 증가함에 따라 소형 발사체에 대한 수요도 늘어나고 있다. 이에 따라, 수많은 민간 기업에서 소형 발사체를 개발 및 운용하고 있으며, 특히 전기펌프 사이클을 적용한 소형 발사체들이 증가하고 있는 추세이다. 전기펌프 사이클은 가스터빈으로 펌프를 구동하는 가스 발생기 사이클과는 달리, 전기모터를 사용하여 펌프를 구동하는 연료 공급 시스템이다. 질량 모델링을 통해 전기펌프 사이클과 다른 연료 공급 시스템과 비교하여 전기펌프 사이클의 성능을 평가하는 연구가 많이 이루어져 왔다. 하지만10 kN급 이하의 소형 로켓엔진에서 전기펌프 사이클 적용에 대한 타당성을 검토한 연구는 이루어지지 않았다. 본 연구에서는 실험 및 수치적인 방법으로 전기펌프 사이클 적용에 대한 타당성을 다루었다. 첫째, 5.4 kN급 극저온 전기펌프 시스템을 설계하여 액체질소를 매질로 한 극저온 성능 시험을 수행했다. 수치 해석과 극저온 성능 시험 결과로부터 극저온 환경에서 전기펌프의 정상적인 작동을 확인했다. 둘째, 질량 모델링을 기반으로 전기펌프 사이클, 가스발생기 사이클, 가압식 사이클의 성능을 비교 및 분석했다. 10 kN급 이하의 소형 로켓엔진은 작은 추력으로 인해 펌프의 비속도가 매우 낮다는 특징이 있다. 본 연구에서는 비속도에 따른 펌프의 수력학적 효율을 고려하여 질량 모델링을 수행했으며, 소형 로켓엔진에서 연소압, 추력, 펌프의 회전속도 조건에 따른 연료 공급 시스템의 성능을 비교했다. 실험적 타당성 연구에서 사용한 10 bar의 연소압, 5.4 kN의 추력, 28,000 RPM의 펌프 회전속도 조건에서, 전기펌프 사이클의 성능이 다른 두 연료 공급시스템보다 높았다. 최종적으로 본 연구에서는 10 kN 급 이하의 소형 로켓엔진에서 전기펌프 사이클 적용의 타당성을 수치적으로 검증하였으며, 5.4 kN급 소형 로켓엔진에서 전기펌프 사이클 적용이 가능함을 실험적으로 검증하였다.