• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.84-90
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• 2004

추진제 주입압력 350 psia 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 성능평가 결과를 추력, 임펄스 비트, 비추력 등을 통하여 제시한다. 연소시험 형상과 절차에 대한 간략한 묘사와 더불어 정상상태 연소모드로부터 얻어지는 추진제 공급압력. 질량유량, 추력기 작동환경 진공도, 그리고 추력 등의 변이거동에 대한 전형적인 결과를 검토한다. 제시된 추력기 성능은 1-lbf급 표준형 단일추진제 로켓엔진의 기준성능에 성공적으로 비교된다. 선별된 추력기군을 위성체 추진시스템의 비행모델로 채택하기 위한 추력기간 성능편차에 대해 부연한다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권5호
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• pp.26-34
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• 2008

고농도 과산화수소를 분해시킬 수 있는 다양한 촉매의 성능을 비교하였다. 감마 알루미나에 산화망간, 백금, 이리듐을 각각 코팅하여 펠렛 촉매를 제작하였다. 각기 다른 세 가지 촉매를 이용하여 플라스크 반응기에서 반응성을 비교하였고, 50 Newton 급 추력기를 이용하여 펄스 응답 특성을 비교하였다. 그 결과 이리듐 촉매가 가장 높은 활성, 빠른 응답성을 나타내었으나, 연속모드에서 반응 실패 경향을 보여 과산화수소 분해용 촉매로는 부적절하였다. 백금, 산화망간 촉매 또한 우수한 반응성을 보여 높은 가능성을 보였으며, 고추력 추력기와 같이 촉매양이 많이 요구되는 경우, 비용문제를 고려한다면 산화망간 또한 과산화수소 분해에 적합할 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.101-104
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• 2009

한국항공우주연구원에서는 2004년부터 전남대 및 (주)한화와 공동으로 하이드라진 분해촉매의 국내 개발을 위한 연구에 착수하였으며 약 5년간의 개발 기간을 거쳐 2009년에는 위성에서 요구하는 성능 및 수명 요구조건을 충분히 만족하는 촉매의 개발에 성공하였으며 우주 환경에서의 장기 연소시험을 통해 최종적인 품질 보증을 완료하였다. 본 논문에서는 촉매 개발과 관련된 연구과정과 물성치 측정 및 품질 보증시험 결과에 대해서 서술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권4호
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• pp.341-347
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• 2011

본 연구는 기존의 인젝터와 새로운 형태의 인젝터를 비교분석 함으로써 소형 추력기의 성능을 연구하였다. 기존의 인젝터는 볼록한 표면에 8개의 노즐로 구성되어 액체 추진제를 분사하는 형태로 제작되었다. 우리가 제안한 새로운 형태의 인젝터는 오목한 표면에 4, 5, 6, 8, 9개의 노즐로 구성된 충돌형 인젝터이다. 노즐의 구멍을 통해 분사되는 액체추진제는 축 방향으로 한 점에서 부딪히게 설계되었으며, 이는 분사되는 액체 추진제의 입자를 더욱 세분화하여 사방으로 일정하게 분무할 수 있도록 하였다. 본 논문에서는 전산유체역학, 입자 유속계 및 고속 카메라를 이용하여 분무 가시화 및 인젝터의 성능을 연구 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.30-37
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• 2013

우주비행체의 주 엔진 및 자세제어용 추력기로 적용 가능한 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 촉매대 최적설계형상 도출을 위한 지상연소시험을 수행하였다. 추력, 비추력, 연소실 압력, 특성속도, 그리고 하이드라진 분해반응률 등을 추력실 길이변화에 따라 고찰하고, 추진제 공급압력과 성능변수가 갖는 상관관계를 제시한다. 성능평가결과, 시험조건 내에서의 촉매대 길이증가는 추력기의 성능저하를 야기하고, 공급압력 변이에 따른 추진제 소모 효율성 또한 떨어뜨리는 것이 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.177-183
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• 2005

본 연구에서는 액체 추력기에 적용될 내열합금 소재인 Inconel 600, Inconel 625, Haynes 230에 대해 Nd:YAG 레이저 용접 및 전자빔 비드 온 플레이트 용접을 수행하였다. 레이저 용접과 전자빔 용접 시 각각의 변수가 용접비드 형상에 미치는 영향을 분석하였으며 용접 조건들이 용접성에 미치는 영향을 조사하기 위하여 조직, 미세경도 및 인장강도 등의 실험을 하였다. 또한, 레이저와 전자빔 용접 실험 결과를 분석하여 최적의 용접방법과 조건을 도출하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.103-120
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• 2010

우주비행체 궤도기동 및 자세제어용 추력기의 개발역사를 조명하고 성능특성을 분석하며, 발사체의 단별 3축 제어에 관계하는 TVC, Gimbal, 추력기 등의 실재 활용현황을 평가한다. 우주발사체 최종 단은 탑재체의 정확한 궤도투입을 위하여 정밀한 3축 자세제어 시스템을 포함하여야 한다. 하이드라진 추력기는 양호한 성능특성과 높은 신뢰도를 배경으로 현재 운용중인 발사체 자세제어 시스템의 대부분을 점유하고 있다. 중형급 하이드라진 추력기에 대한 국내의 설계개발과 기술축적 현황에 관해서도 간략히 소개한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.189-192
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• 2003

추진제 주입 압력 350 psi 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 검증을 위한 성능 요구조건과 시험결과를 요약한다. 성능특성은 정상상태 및 펄스 모우드 연소상태에서의 추력 거동으로 제시되고 지상연소시험과정이 간략히 소개된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.23-27
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• 2006

본 연구에서는 소형 액체 추력기 제작 공정 중 하나인 브레이징 부품 접합에서 발생한 Failure 사례에 대한 분석을 위해 가능 원인을 도출하고 이에 대한 검증을 위한 Sample Test를 수행하였다. Brazing Material, 부품 가공성 등에서 도출된 요인들이 Overflow 현상에 미치는 영향을 분석하여 실제 발생 원인을 파악하였으며, 이를 통해 원활한 공정 진행을 도모할 수 있었다.

• 한국연소학회지
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• 제15권2호
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• pp.12-18
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• 2010

A numerical analysis was performed to predict the thermo-fluid dynamic characteristics of hydrazine monopropellant reaction in the thruster combustor and nozzle. A 1-D porous model was introduced to simulate catalytic reaction by iridium in the combustor while 2-D axisymmetric analysis was applied to predict the nozzle flow. The chemical species and temperature variations were predicted by changing the injection pressure and mass flow rate and their results were validated by comparison with limited experimental data. The thrust variation with injection pressure could be estimated using the current 1-D combustor modeling.