• 한국추진공학회지
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• 제24권4호
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• pp.79-88
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• 2020

접촉점화 추진제는 장기 저장성과 높은 점화 신뢰성을 기반으로 우주 비행체의 추진 시스템에 널리 활용되어 왔다. 기존 접촉점화 추진제는 독성이 강하고 발암성 물질로 분류되어 취급과 운용에 많은 비용이 소요된다. 이러한 기술적 단점을 극복하기 위하여, 저독성 물질에 기반한 고성능 접촉점화 추진제 조합에 대한 연구가 활발히 수행되어 왔다. 이 논문에서는 친환경 접촉점화 추진제의 개발 현황에 대한 문헌 조사를 바탕으로 과산화수소, 질산, 이온성 물질을 포함한 친환경 접촉점화 추진제의 연구 개발 동향을 소개하려 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권2호
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• pp.20-27
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• 2022

접촉점화 추진제는 별도의 점화장치 없이 연료와 산화제의 접촉만으로 점화한다. 이러한 특성으로 새로운 추진제 개발에 있어 점화 가능성을 평가하는 것만으로도 사고의 위험이 높다. 사고가 발생할 경우 피해의 규모가 크고 대형 인명사고로 이어질 수 있기 때문에 사고의 방지가 매우 중요하다. 이 연구에서는 추진제 개발에 있어 안전한 평가 장치로 마이크로 반응기를 제작하여 점화 실험을 대체할 수 있는 비점화 실험을 제안하였다. 마이크로 반응기는 MEMS 공정으로 제작되었으며, NaBH₄ 혼합 농도에 따른 추진제 간의 반응열을 측정하였다. 액적 낙하 실험 결과, 반응열이 가장 높은 조건에서 점화현상이 관찰되었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권1호
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• pp.51-58
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• 2023

별도의 점화원 없이 스스로 점화가 가능한 접촉점화 추진제는 부식성과 독성으로 인하여 취급의 어려움이 있다. 따라서 독성이 적거나 없는 친환경 접촉점화 추진제의 개발이 필요하며, 본 연구에는 친환경 접촉점화 추진제의 기초 연구를 수행하였다. 산화제로 95%의 과산화수소, 연료로 CNU_HGFv1를 사용하였으며 액적 낙하 시험, 점화 시험 및 연소 시험을 통하여 추진제의 점화 및 연소 특성을 확인하였다. 액적 낙하 시험 결과 점화지연 시간은 9.7ms 이며, 점화시험에서는 약 27ms로 추진제로 사용하기에 충분히 빠른 것을 확인하였다. 연소시험 결과 약 11.7bar에서 연소 효율 95.4~98.1%를 달성하였으며, 하드스타트 및 연소 불안정 없이 빠르고 안정적인 연소가 가능함을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권3호
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• pp.24-31
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• 2020

기존 독성 접촉점화성 추진제를 대체할 수 있는 과산화수소 기반 저독성 접촉점화성 추진제에 대한 연구를 수행하였다. Amine 계열 용매와 반응성 첨가제를 이용한 연료 후보군을 선정하고 이들에 대해 CEA code를 이용한 성능해석을 통한 이론적 비추력을 산출하였으며, Drop test를 통해 점화지연을 측정하였다. 해석 결과 산화제 농도 95 wt% 기준 NTO/UDMH 대비 96% 수준의 비추력이 확인되었으며 3종의 연료 후보 모두 10ms 이내의 짧은 점화지연이 확인되었다. 이를 통해 고응답 저독성 접촉점화성 추진제의 개발 가능성이 확인되었으며 향후 비추력과 점화지연 관점의 첨가제 농도 최적화에 대한 연구 필요성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권5호
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• pp.90-100
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• 2019

접촉 점화 추진제 특성을 활용한 추력기는 간단한 시스템 구조와 높은 점화 신뢰성을 기반으로 고고도, 우주 환경에서 적용되어 왔다. 미국을 위시한 선진국의 경우 사산화질소/아민 계열의 추진제의 충돌 혼합 특성에 대하여 1960년대 이후로 심도 깊은 연구를 진행하고 있으며, 최근 차세대 접촉 점화 추력기 역시 고성능화, 경량화 측면에서 활발한 연구 개발을 수행하고 있다. 본 논문에서는 접촉 점화성 추진제의 충돌형 혼합 특성과 반응성 유동 분리(Reactive Separation Flow), 간헐적 폭발(Popping)의 충돌 혼합 시 발생할 수 있는 연소 불안정성에 대한 연구 사례를 조사하고 요약하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.869-872
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• 2011

다단연소 사이클 로켓엔진용 산화제과잉 예연소기 연소성능 평가를 위해 점화시험을 수행하였다. 산화제과잉 예연소기는 혼합비 60, 20 MPa의 연소압에서 작동하도록 설계되었다. 케로신과 액체산소의 일부는 혼합헤드를 통해 연소실로 공급되어 산화제과잉 환경에서 연소되며 나머지 액체산소는 연소실 중앙에 위치한 분사구를 통해 연소실에 주입되어 기화된다. 접촉발화성 연료로 별도의 점화용 분사기 없이 전체 분사기를 통해 점화용 추진제를 공급하여 점화하는 방식을 사용하였다. 안정적 점화를 위해 각각의 추진제를 2단으로 공급하여 점화할 수 있도록 하였다. 시험결과 설계유량의 45% 이하의 저유량 점화구간에서 저주파 진동이 발생하였다. 저주파 진동을 피하기 위해 저유량 구간을 최소화하는 방식으로 설계 연소압까지 안정적 점화를 유도할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권3호
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• pp.77-81
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• 2012

극저온 추진제 탱크 속에서 가압 가스는 열손실에 의해 수축하고 추진제는 기화한다. 재 점화가 있는 추진기관의 경우 무추력 비행구간에서 극저온 추진제가 가압가스와 넓은 표면적으로 접촉하기 때문에 이러한 현상이 증대된다. 가압 가스량을 산정함에 있어 이러한 탱크 내부 열 물질 전달 현상을 고려하여야 한다. 무추력 비행구간에서 열 물질 전달 준 평형상태에 도달한다는 가정 하에 평형압력 계산절차를 제시하였다. 이를 적용하여 Falcon-1 발사체 2단에 탑재된 헬륨량을 산정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.201-205
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• 2011

극저온 추진제 탱크 속에서 가압 가스는 열손실에 의해 수축하고 추진제는 기화한다. 재 점화가 있는 추진기관의 경우 무추력 비행구간에서 극저온 추진제가 가압가스와 넓은 표면적으로 접촉하기 때문에 이러한 현상이 증대된다. 가압 가스량을 산정함에 있어 이러한 탱크 내부 열 물질 전달 현상을 고려하여야 한다. 무추력 비행구간에서 열 물질 전달 준 평형상태에 도달한다는 가정 하에 평형압력 계산절차를 제시하였다. 이를 적용하여 Falcon-1 발사체 2단에 탑재된 헬륨량을 산정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제8회 학술강연회논문집
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• pp.3-10
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• 1997

본 연구에서는 추력 500 Kgf의 액체 추진기관을 설계, 제작 및 연소시험을 수행하여 연소 특성을 살펴보았다. 추진제로는 우주발사체 Booster용으로 폭넓게 사용되는 탄화수소계 연료인 kerosene과 산화제로 취급이 용이하고 저장 특성을 지닌 98 % White Fuming Nitric Acid(WFNA)를 사용하였고, 엔진 점화를 위해 WFNA와 접촉 발화성 (Hypergolic)을 갖는 Furfuryl Alcohol/Aniline 혼합액을 사용하였다. 로켓엔진은 20 Kgf/$cm^2$의 연소실 압력으로 500 Kgf의 평균 추력을 내도록 설계되었고, 연소실벽을 고온 연소가스로 부터 보호하기 위해 Film Cooling 방식을 적용하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.450-459
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• 2010

고체추진제의 첨가제 또는 연료로써 주로 사용되는 알루미늄 단일 입자 연소시험 장비를 제작하고 연소 실험을 수행하였다. 산화 알루미늄으로 피복된 금속입자는 약 30~100 ${\mu}m$의 크기를 사용하였다. 단일 입자는 Electrodynamic Balance (EDB) 방법에 의해 공중 부양된 상태로, 중력에 의한 영향이 배제되어 금속입자 고정용 또는 측정용 장치들의 접촉에 의한 열손실을 제거시켜 실험 정확도를 높였다. Standard Hyperbolic Electrodynamic Levitator (SHEL) 내에서 부양된 입자에 $CO_2$ 레이저를 사용하여 점화시킨 후, 입자로부터 방사되는 열복사를 이용한 two wavelength pyrometry를 적용하여 알루미늄 입자 크기에 따른 연소시간, 평균 화염온도, 점화온도, 점화시간을 획득하였으며, 단일 알루미늄 입자의 점화-연소특성을 평가하였다.