최근 위성 시장 추세를 살펴보면 초소형 및 소형 위성의 수요가 급증하고 있다. 기존의 소형 위성은 중대형 위성과 함께 라이드쉐어, 피기백 방식으로 함께 발사되고 있다. 소형 위성이 발사체의 주 탑재체가 아니기 때문에 가격이 저렴하다는 장점과 함께, 원하는 시간과 원하는 궤도에 발사될 수 없다는 큰 단점이 있다. 이 점을 겨냥한 소형 위성 전용 발사체를 세계 각국에서 개발 및 운용하고 있다.

 기존의 발사체에서는 높은 연소압과 추력 달성을 위해 추진제 공급 시스템에 가스발생기 사이클, 팽창식 사이클, 다단연소 사이클을 채택하고 있다. 하지만, 전기펌프 사이클을 적용함에 따라 회전속도 제어 과정의 단순화 및 추력조절 용이, 터빈 배기구 및 배관 등 구성품이 불필요해짐에 따른 엔진 질량 감소, 주 연소실 하나로 고온부가 국한됨에 따른 엔진 신뢰성 증가와 같은 이점을 기대할 수 있다.

 기존 연구에 따르면 전기펌프 사이클은 추력 100 kN급 이하의 소형 엔진에서는 가스발생기 사이클에 준하는 성능을 보이며, 낮은 연소실 압력과 긴 연소 시간 조건에서는 가스 발생기 사이클보다 높은 성능을 보인다. 향후, 배터리의 에너지 밀도와 출력 밀도의 증가와 함께 전기펌프 사이클의 성능 향상도 이루어질 것으로 예상된다.

 본 연구실에서는 추력 5,400 N급 소형 메탄엔진용 전기펌프 시스템을 제작하여, 수류시험을 통해 임펠러 형상에 따른 펌프의 수력 성능과 흡입 성능을 파악하였다. 물을 사용한 상온 수류시험과 액체질소를 사용한 극저온 수류시험을 수행하였으며, 이 시험 결과는 이론값 및 CFD 계산결과와 비교하여 검증하였다. 극저온 수류시험 결과, 상온에서와 같이 정상 작동함을 확인하였다.