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항공우주시스템공학회 항공우주시스템공학회지 항공우주시스템공학회지 제7권 제4호
발행연도
2013.12
수록면
49 - 54 (6page)

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A turbopump for a 75 ton class liquid rocket engine was tested at full speed for 20 seconds using model fluid. Liquid nitrogen is used for the oxidizer pump, water for the fuel pump, and hot gas for the turbine. The non-cavitating head of pump from the turbopump assembly test showed a good agreement with that from the pump component test. The relative difference of turbine efficiency between the turbopump assembly test and the turbine component test was 0.3% only. Suction performance from the turbopump assembly test was higher than that of pump component test, which resulted from the thermodynamic effect of cavitation.

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