Hydrogen peroxide has been used since the early 1900s as a propellant, sometimes in thrusters or gas generators as a monopropellant and also as an oxidizer. Hydrogen peroxide decomposes to high-temperature oxygen and vapor with a catalyst. These high-temperature decomposed gases are used by V-2 and Redstone rockets to drive the turbine of a turbopump, and the Black Arrow launch vehicle directly uses hydrogen peroxide as an oxidizer of the propellant. This research based on this characteristics hydrogen peroxide for turbine drive was stared. Most of these studies are generally conducted using computational fluid dynamics. However, the design and test of hydrogen peroxide gas generator and turbine drive, and, hydraulic pump operation were directly performed in this research. The reliability was confirmed and the fields which can be applied were suggested.
The Radial turbine of turbocharger was used and liquid pump impeller was designed according to im-peller design methods. The impeller design is limited because this design used existing volute of turbocharger. The performance of impeller was expected using Euler’s pump equation and Stodola’s slip factor and velocity triangle at impeller inlet and exit condition. These expected performances were compared with test results. The hydrogen peroxide gas generator was designed through the calculation method for catalyst volume according to catalyst performance. The catalyst was made by impregnation method using manganese dioxide and alumina and gas generator used shower head injector. The operation points were selected in accordance with original turbine map.
The gas generator was measured to evaluate the performance at eight feeding pressure points between 8 and 25 bar. The turbine link test was performed at a feeding pressure of over 14 bar stably. In the first, gas generator output was fixed, so turbine power is also constant. The pump exit area was changed by a ball valve installed at the end of the discharge pipe and pump performance was measured. Second, turbine and pump performance were measured according to increase of turbine power. Finally pump test was performed with decrease in the water flow rate at the pump inlet. The pump was operated safely in rotational speed with ten thousand revolutions per minute and it showed general pump curve. End of this dissertation, the analysis about system failure was performed and the points to be considered for applying to propulsion system were referred.
The pump system driven by radial gas turbines should become feasible that it can be designed and de-veloped inexpensively if impeller and volute designs are developed and the problem with the seal is resolved. The proposed this system can be adapted to small propulsion systems such as hybrid rocket propulsion sys-tems using room-temperature liquid propellant.
1900년대 초부터 추진제로 사용되기 시작한 과산화수소는 단일추진제 혹은 산화제로서 추력기나 가스발생기 등에 적용이 되었다. 과산화수소는 촉매 분해시 높은 온도와 함께 산소와 수증기를 발생하며, 이 고온의 분해가스를 이용하여 V-2 로켓, 레드스톤 발사체 터보펌프의 터빈을 구동하였다. 영국의 블랙애로우 로켓은 과산화수소를 직접 산화제로 사용하였다. 이와 같은 터빈 및 펌프 구동에 관한 연구는 대부분 전산유체역학을 이용하여 진행이 된다. 그러나 가스발생기와 터빈, 펌프의 작동을 직접 연계 시험을 통해 연구를 진행하였다.
터보차저의 반경류 터빈을 적용하였고, 펌프의 임펠러는 수력펌프 구동을 위하여 새로 디자인 하였다. 그러나 터보차저의 볼룻을 그대로 사용하였기 때문에 임펠러의 외형은 설계의 제약이 있다. 임펠러의 입출구 각도, 블레이드의 수, 두께 등을 설계하고 오일러 펌프방정식과 스토돌라의 미끄럼계수를 적용하여 성능을 예측하고 보정하였다. 가스발생기는 과산화수소를 촉매분해하는 부분으로, 촉매는 대표적인 활성물질인 이산화망간을 사용하여 알루미나에 함침법을 이용하여 담지하였다. 터보차저의 터빈맵을 과산화수소 분해가스에 맞게 변환한 터빈맵을 작성하여 시험의 작동점을 선정하였다. 이 작동점에서의 과산화수소 유량을 분해시킬 수 있는 촉매의 양을 계산하여 반응기의 크기를 설계하였다.
가스발생기는 가압압력 8 bar에서 25 bar 사이의 8 개의 작동점을 선정하여 가스발생기의 성능평가를 진행하였고, 12 bar 이상에서 정상적으로 작동하는 것을 확인한 후, 14 bar의 가압조건에서 가스발생기의 출력을 고정하여 터빈이 동력을 일정하게 생산할 수 있도록 하였다. 펌프의 출구 밸브 조작을 통하여 출구 면적을 줄여가며 펌프의 성능을 확인하였다. 이 때, 가스발생기의 전, 터빈의 전과 후, 펌프의 전과 후에서 온도와 압력을 측정하여 출력 및 효율 확인 등의 성능 해석에 이용하였다. 그리고 펌프 출구의 볼밸브를 70°로 고정한 후, 가스발생기에 공급되는 과산화수소의 유량과 압력을 증가시켜 터빈에서 생산하는 동력을 증가시키며 펌프의 성능을 확인하였다. 마지막으로 터빈의 동력과 펌프 출구의 면적을 고정하고, 펌프 입구의 밸브를 조작하여 유입되는 유량을 줄여가며 펌프의 성능을 확인하였다. 각 조건에 따른 성능 시험에서 약 10,000 rpm의 회전수를 나타내며 일반적인 펌프의 성능곡선을 나타내었다. 이 부분을 통해서 반경류 가스터빈을 이용하여 추진기관에 적용하는 것에 무리가 없음을 확인하였다.
대량 생산과 소형으로 제작이 가능한 반경류 가스터빈으로 구동이 되는 펌프 시스템의 가능성을 확인하였고, 소형의 추진제 펌프의 개발은 임펠러와 볼룻의 설계를 보완하고, 펌프 측의 기밀장치를 견고히 함으로서 가능할 것이라 예상된다. 이와 같은 과산화수소를 이용하는 소형의 펌프 시스템은 하이브리드 로켓 등과 같은 소형 추진기관에 적용할 수 있을 것이다.
