• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.270-278
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• 2017

This paper describes development procedure and verification test results of a bi-propellant thruster using hydrogen peroxide and kerosene. The design thrust of the thruster is about 500 N and six swirl type coaxial injectors were used. The passage type manifolds were employed for the injector head to reduce the response time. The passage was designed to minimize stagnation points and recirculation region to ensure uniform flow distribution and sufficient cooling performance through flow analysis using Fluent. A catalytic igniter using hydrogen peroxide was installed at the center of the injector head. The propellant feeding and spray characteristics were confirmed by hydraulic tests. Combustion tests were performed on design and off-design points to analyze combustion characteristics under various mixture ratio conditions. The combustion test results show that combustion efficiency was over 95 % and chamber pressure fluctuation were less than 1.5 % under all test conditions.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권8호
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• pp.85-90
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• 2003

인공위성을 포함한 모든 우주 비행체를 제어하기 위해서는 관련 추진기관의 제반성능을 정확하게 이해하고 위성 운영에 적합한 형태로 조정하기 위한 프로그램이 필요하다. 본 연구에서는 이원 추진제를 사용하는 추력기에 대한 자료를 사용하여 이 프로그램에 필요한 추력기의 성능함수를 best fitting curve를 사용하여 모델링하였다. 추력기의 성능을 정확히 파악하기 위해서는 제조회사로부터의 실험자료가 필요하나 제조회사로부터 실험자료를 얻을 수 없기 때문에, 성능 곡선의 기본 특성을 알아내기 위해서 실제 연소실험을 수행하여 이것을 모사하였다. 그 결과, 추력 및 추진제 소모량은 추진제의 공급압력으로 예측됨을 알 수 있었다. 실험에 사용된 로켓은 추진제로 액체산소와 케로신을 사용하였고 설계추력은 100lb$_f$였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.105-108
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• 2008

최근 환경에 대한 관심이 높아짐에 따라 과산화수소가 친환경 추진제로서 많은 관심을 받고 있다. 추력기용 단일추진제, 이원추진제 로켓의 산화제로 많이 사용되고 있으며, 특히 인공위성 자세제어용 추력기나 미사일과 같은 군사 무기용으로도 사용되게 되었다. 이에 따라 과산화수소를 장시간 보관해둘 필요가 늘어나게 되었고 저장성평가 또한 필요하게 되었다. 이 논문에서는 과산화수소 저장성 평가의 필요성과 저장성 평가를 위한 방법에 관하여 소개 하였다. 현재 진행 중인 기초 저장성평가의 결과를 비교 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.41-45
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• 2009

본 연구에서는 고농도 과산화수소와 케로신을 각각 산화제와 연료로 사용하는 소형 이원추진제 추력기의 설계/제작 및 인젝터 성능특성 파악을 위한 수류시험을 수행하였다. 본 개발모델에서는 점화기, 인젝터, 막냉각 시스템을 통합하여 운용이 가능한 구조의 믹싱헤드를 적용하였으며, 각 부분으로의 공급유량 변경이 가능하도록 하여 최적 설계의 실험적 검증 및 효율성을 극대화하고자 하였다. 마지막으로 수류시험을 통해 인젝터 유량 및 추진제 분사패턴을 확인하였으며, 믹싱헤드의 설계 타당성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권9호
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• pp.703-709
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• 2020

핀틀 인젝터는 LMDE의 인젝터로 채용되어 아폴로 계획의 성공적인 수행에 일조하였으며, 최근 SpaceX 사의 Merlin 엔진으로 다시 조명받고 있는 인젝터의 형태이다. 본 연구에서는 액체산소/기체메탄을 이용하는 500N 급 Lab-Scale 핀틀 인젝터 추력기를 제작하여 연소실험을 수행하였다. 그러나 초기 연소실험은 핀틀 팁의 용융과 낮은 연소효율이라는 문제를 노출하였다. 따라서 이를 해결하기 위하여 전산수치해석을 통한 시뮬레이션을 통해 유동 가이드가 추가된 핀틀 팁의 냉각 성능을 향상시킬 수 있는 설계를 채택하였으며, 연소실험을 통해 유동 가이드의 효용성을 확인하였다.