An electrically driven pump-fed cycle for rocket engine is proposed and a viability of the proposed cycle is assessed compared to a gas generator cycle. The maximum possible thrust level is determined considering the technological maturity of the electric motor. Four types of battery cells were assessed in a screening test for the proposed cycle and the necessity of regenerative cooling for the battery pack is shown. The mass expressions of the proposed cycle and gas generator cycle are derived in terms of pump power and burning time. The basic features are demonstrated with respect to combustion chamber pressure, burning time, and thrust level. The results show that it is favorable to maintain a lower combustion chamber pressure, a longer burning time, and a higher thrust level to remedy the payload penalty incurred when the gas generator cycle is not used. In addition to focusing on the battery pack, the regenerative cooling effect on the battery pack mass is discussed. Further, the impact of optimal battery cell discharge time on the payload is explained. To estimate the payload for the proposed cycle quantitatively, hypothetical low earth orbit (LEO) and KSLV-II sun synchronous orbit (SSO) mission cases are used. In the analysis of the hypothetical LEO mission, it is found that the proposed cycle payloads are only 2.1% to 3.5% lower than those of the gas generator cycle when the combustion chamber pressure is 3.0 MPaA. For the KSLV-II SSO mission, the cargo payload is increased by 3.7% compared to that of gas generator cycle if the proposed cycle is employed for the third-stage engine. The effects of independent variables on the total mass are quantitatively evaluated through the sensitivity analysis, and it is found that the batter cell energy density dominates the total mass for the energy-constrained condition, whereas the inverter efficiency does for the power-constrained condition. In addition, the engine reliability is estimated from the known Weibull probability density functions of individual components, and it is shown that the reliability of the proposed cycle engine is higher than that of the gas generator cycle. Finally, the specific transportation cost and first unit cost are evaluated using parametric and bottom-up approaches. As a result, the specific transportation cost of the proposed cycle is estimated to be 14.1~16.5 MY/kg, and the first unit cost of proposed cycle engine is estimated to be 19.8% lower than that of the gas generator cycle engine.
전기모터로 구동되는 펌프 사이클 로켓 엔진을 제안하여 가스 발생기 사이클과 비교하였다. 현재 전기모터의 기술수준을 고려하여 제안한 로켓 엔진의 최대 추력을 논하였으며, 네 종류의 배터리 셀의 선별 시험을 실시하여 적합한 셀을 선정하였다. 전기모터 구동 펌프 사이클 및 가스 발생기 사이클 로켓 엔진의 중량을 펌프 출력과 연소 시간의 함수로 표현하여 연소실 압력, 연소 시간 및 추력 수준에 따른 기본 성능을 비교하였다. 가스 발생기 사이클에 비한 탑재량 감소를 개선하기 위해서 낮은 연소실 압력, 긴 연소 시간 및 높은 추력 수준을 유지하는 것이 좋음을 보였다. 또한 배터리 팩 재생 냉각 및 배터리 셀 최적 시간이 탑재량에 미치는 영향에 대하여 기술하였다. 제안된 로켓 엔진과 가스 발생기 사이클 로켓 엔진의 탑재량의 정량적 비교를 위해 가상의 LEO 임무와 KSLV-II SSO 임무에 대하여 분석을 실시하였다. 가상의 지구 저궤도 임무의 경우, 연소실 압력이 3.0 MPaA 일 때 탑재량이 2.1~3.5% 감소하는 것을 밝혀냈으며, KSLV-II 태양동기궤도 임무 분석에서는 제안한 로켓 엔진을 3단에 채택할 경우 탑재량을 3.7% 증가시킬 수 있음을 보였다. 민감도 분석을 통해 독립 변수들이 사이클 중량에 미치는 영향을 정량적으로 평가하였으며, 에너지 제한 운전 조건에서는 배터리 셀의 에너지 밀도가, 동력 제한 운전 조건에서는 인버터의 효율이 중량에 가장 큰 영향을 가지는 것을 밝혔다. 또한 제안한 사이클과 가스 발생기 사이클의 신뢰도를 정량적으로 비교하여 제안한 사이클의 신뢰도가 가스 발생기 사이클보다 높음을 보였다. 신뢰도 분석은 엔진 각 구성품의 알려진 와이블 확률 밀도 함수를 이용하여 전체 엔진의 신뢰도를 추정하는 방법을 이용하였다. 마지막으로 매개변수 접근법과 상향식 접근법을 이용하여 각 사이클의 단위 탑재 중량 당 운송비용 및 시작품 엔진 제작비용을 비교하였다. 그 결과 제안한 사이클의 탑재 중량 당 운송비용은 14.1~16.5 MY/kg으로 추정되었으며, 시작품 엔진 비용은 가스 발생기 사이클 엔진보다 20% 저렴한 것으로 평가되었다.
