Performance Design of Turbopump Type Liquid Rocket Engine System with Separate Flow Cycle

터보펌프 방식을 사용하는 개방형 가스발생기 사이클 로켓엔진의 성능설계

LRE(liquid rocket engine) performance design code with several modules for each engine component has been developed for a preliminary design purpose. Thrust chamber, non-cryogenic centrifugal pump, single stage axial impulse turbine, gas generator and exhaust pipe for extra thrust have been considered. For simplicity, pump exit pressures are fixed, which eliminates pressure balancing problem between thrust chamber and turbopump unit. In this paper, calculated performance parameters with system flow charts and the design methodologies for each component are briefly presented and the results are compared with tile real engine specification.

로켓 엔진 시스템의 예비 설계를 위한 성능 설계 프로그램을 작성하였다. 추력실, 비극저온 추진제용 원심 펌프, 축류 단단 충동형 터빈 그리고 개방형 가스발생기 사이클에서 추가 추력을 얻기 위한 배기 파이프 등이 고려되었다. 설계 절차의 단순화를 위해서 펌프 토출 압력은 설계 입력치로 하였다. 이로 인해서 터보펌프유닛과 추력실 사이의 압력 밸런싱 문제는 설계과정에서 배제되었으며 시스템 전체의 유량 밸런싱만이 고려되었다. 본 논문에서는 시스템 흐름도와 부분품별 설계 절차를 제시하였고 계산 결과는 실제의 대상 엔진 사양과 함께 제시되었다.