• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.111-114
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• 2008

The performance evaluation of a micro monopropellant thruster is described in this paper. The platinum which has stable physical and chemical properties is used as a catalyst. The ceramic form, named Isolite is chosen as a catalyst bed. Hydrogen peroxide whose concentration is up to 90wt% is supplied into thruster by direct pressurization with nitrogen gas. The $c^*$ efficient is calculated to evaluate the performance of a thruster. The pressure rise time, pressure decent time and reaction delay are synthetically considered.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.275-278
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• 2010

By changing the nozzle throat area during the operation, thrust of a pintle thruster can be adjusted easily such as a liquid propulsion. In this paper, numerical analysis was carried out for SNECMA's pintle thruster with different pintle shapes. Flow field and aerodynamic load changed drastically with pintle shapes. Bore in the pintle decreased aerodynamic load significantly.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.194-197
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• 2005

Pulse-mode performance evaluation is made for a set of monopropellant hydrazine thrusters producing $0.95 lb_{f}$ of nominal steady-state thrust at an inlet pressure of 350 psia. With a brief description on the hot-firing test matrix, a typical data obtained from pulse-mode firing is given directly showing the variational behavior of propellant supply pressure, vacuum condition, and thrust, in addition to the thermal response of the thruster. The performance features are successfully compared to the reference criteria of 1-lbf standard monopropellant rocket engine.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.1 no.2
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• pp.67-73
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• 1997

This paper shows the development status of attitude control thruster for KOMPSAT(Korea Multi-Purpose Satellite). Hanwha Corp. has manufactured and delivered 1.0 lbf monopropellant thrusters under the technology transfer of TRW Co. in U.S.A regarding design, analysis and manufacturing of MRE-1 thruster These thrusters will be installed to KOMPSAT which is scheduled to be launched in July 1999. Monopropellant thrusters can provide reliable and cost-effective means of propulsive control for middle class satellite and maneuvering control systems. Some information concerning with system specification, performance analysis/simulations and manufacturing process has been introduced in this paper.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.1
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• pp.1-10
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• 2010

Design and performance evaluation of $H_2O_2$ monopropellant thrusters to be used at reaction control of space launch vehicles were presented in this paper. Design thrust level was determined as 100, 250 Newton which is nominal thrust level for commercial space launch vehicles. Qualification thruster models including solenoid valves were developed after the reactor design were evaluated at engineering thruster models. Each thruster was evaluated by measurement of characteristic velocity, thrust, specific impulse, and pulse response times at sea level test condition.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.196.2-196.2
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• 2012

본 논문은 달착륙선의 개념설계를 위하여 고려한 전력시스템의 설계와 달착륙선의 지상시험모델용 추력기 밸브구동 전원장치 개발에 대해 기술하였다. 달착륙선의 임무특성을 고려하여 전력시스템의 구조를 검토하고, 극한의 온도환경에서 달착륙선의 임무수행을 위하여 필요한 전력에너지를 충분히 공급할 수 있도록 태양전지 배열기와 배터리의 용량, 그리고 전장품의 용량을 설계하였다. 특히 경량의 달착륙선 개발을 위하여 고효율의 태양전지를 이용한 태양전지 배열기와 리튬-이온 배터리를 검토하였다. 극한의 우주환경에서 태양전지배열기의 동작특성을 검토하고 생성될 수 있는 최대 전력을 분석하여 최적의 태양전지 배열기의 면적을 분석하고, 장시간의 월식을 고려하여 배터리의 방전특성에 따른 배터리의 전압특성을 검토하였다. 그리고 달착륙선의 전력시스템 개념설계의 타당성 검토를 위하여 유럽에서 개념설계 중인 달착륙선의 전력시스템 사양과 용량에 대해 비교검토를 수행하였다. 현재 개발중인 지상검증모델용 달착륙선의 전력시스템 설계와 추력기 밸브구동 전원장치의 개발에 관해 기술하였다. 지상검증용 전력시스템은 태양전지배열기의 장착 없이 배터리의 전력만을 사용하여 지상검증모델용 달착륙선의 부하에 전력을 공급할 수 있도록 설계되었다. 달착륙선 지상시험모델의 비행시간과 임무에 따른 부하특성을 고려하여 상용 리튬-이온 배터리의 용량을 선정하였으며, 부하의 전력을 고려하여 간단한 보호회로를 설계하였다. 그리고 지상검증용 전원시스템은 추력기의 밸브구동을 위한 추력기 밸브구동 전원장치, DC/DC 컨버터 전원 모듈, 모니터링 모듈, 그리고 위급상황에서 전원을 차단하기 위한 "Emergency STOP" 모듈로 구성되어 있다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.97-97
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• 2004

현재 KSLV-I에서 탑재부의 Pitch, Yaw, Roll의 3축 제어 및 2단부의 Roll 제어를 위해 사용되는 보조 추진 시스템은 구성이 단순하며, 신뢰성이 높은 것으로 알려져 있는 단일 추진제인 하이드라진을 이용하는 추진 시스템을 고려하고 있다. 이러한 하이드라진 추진 시스템은 추력실 전방에 설치되어 있는 추력기 밸브의 ON/OFF를 이용하여 추력을 조절하게 되는데, 이 때 추력기 밸브의 빠른 작동으로 인해 수격현상에 의한 급격한 압력 상승이 발생하게 되어 구조물의 손상을 발생하게 된다. (중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.616-617
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• 2010

Nemerical analysis was carried out for a patented SNECMA modulatable thrust device. By adopting aerospike-like nozzle and a moving needle, proposed modulatable thrust device are capable of delivering optimal thrust according to the altitude.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.16 no.2
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• pp.265-272
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• 1999

A thrusters modulation method is suggested for spacecraft attitude control with asymmetric configured thrusters during orbit adjustment maneuvers. Attitude is controlled by thrusters off-modulation during orbit maneuvers. Usual control method for symmetric configured thrusters cam not be applied for asymmetric configured thrusters. Disturbance induced from thrusters asymmetricity shall be compensated during pulsing. In this paper, a thrusters control method using null solution is suggested, which is shown working well without inducing disturbance.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.59-66
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• 1995

인공위성의 궤도진입, 궤도수정 및 자세제어를 담당하는 추진체계는 위성의 용도와 궤도위치, 자세/궤도제어 방식 등을 고려하여 설계하여야 한다. 현재까지도 널리 사용되고 있는 인공위성 추진체계는 AKM(Apogee Kick Motor)과 단일 추진제 추력기로 구성된 "통상 추진체계"이나 최근에는 AKE(Apogee Kick Engine)과 이원 추진제추력기로 구성된 "통합 추진체계" 그리고 이와 유사한 "완전통합 추진체계", "이중 추진체계" 등이 기술적 선택방안으로 제안되어 일부 적용되고 있는 실정이며 이러한 추진체계의 효과적 실용화를 위해서 단일 추진제(하이드라진) 추력기의 성능향상 및 이원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.