터보펌프 공급방식 발사체 추진기관은 공급 시작 시점에서부터 종료되는 시점까지 산화제 터보펌프 입구에서의 온도 요구조건을 충족시켜야 한다. 이러한 조건이 만족되지 못할 경우 터보펌프 입구에서 캐비테이션이 발생하여 펌핑(pumping) 성능이 저하되고, 심한 경우 펌프의 손상을 초래할 수 있다. 따라서 극저온 액체산소를 사용하는 액체로켓 추진기관에서는 액체산소의 온도 상승에 대한 적확한 예측이 필수적이다 본 논문에서는 탱크 내의 액체산소 온도상승과 관계된 탱크 내 해석 방법을 체계적으로 제시하였고, 부력동기 경계층 이론을 적용하여 터보펌프 공급방식 로켓 추진기관의 충전, 대기, 선가압, 비행 등의 전 과정을 통하여 탱크에 충전된 액체산소의 온도상승을 예측할 수 있는 모델을 제시 하였다.
For pump-fed rocket propulsion system, the temperature of LOX to be supplied to turbopump inlet should be satisfied with pump inlet temperature requirement during all operating stages, as excessive temperatures can result in cavitation due to reduction in NPSH, thus either damaging the pump or adversely affecting pump performance rise. So exact estimation of LOX temperature rise is absolutely needed for developing reliable propulsion system. This paper presents systematic analysis scheme for estimating inner process of cryogenic propellant tank which is needed for LOX temperature rise. And this paper presents LOX temperature rise and thermal stratification for all rocket operating stages including cooling, filling, waiting, pre-pressurization and firing, with the application of buoyancy driven boundary layer theory.
