• 한국추진공학회지
• /
• 제11권4호
• /
• pp.67-73
• /
• 2007

최근에 친환경 로켓 추진제로 과산화수소가 새로운 관심을 받게 됨에 따라 이에 대한 연구를 수행하기 위해 은을 촉매로 사용한 과산화수소 단일추진제 추력기와 시험설비를 개발하였다. 본 논문에서는 설계 제작된 추력기와 시험설비를 소개하고, 점화시험을 통해 연소실 압력 및 온도, 점화지연 시간, 특성 배기속도 등의 추력기 성능을 분석하였다. 점화시험 결과 정상상태 운전조건에서 95%까지의 높은 특성배기속도 효율을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.111-114
• /
• 2009

본 연구에서는 고농도 과산화수소와 케로신을 사용하는 저추력 엔진의 촉매방식 점화기를 설계 제작하고, 수류시험을 통해 설계 압력 대비 유량을 확인하였다. 점화 성능 확인을 위해 과산화수소 분해열이 정상상태에 도달하는 지점에서의 케로신 유량변화에 따른 혼합비를 변화시켰고, 넓은 범위의 혼합비에서 안정된 점화특성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제16권5호
• /
• pp.20-28
• /
• 2012

친환경 추진제인 과산화수소의 성능 향상을 위해 블렌딩 기법을 적용하였다. 90 wt.% 과산화수소에 독성이 낮은 에탄올을 블렌딩 하였으며, 저장성 평가 결과 연료에 의한 저장성 저하는 나타나지 않았다. 재료 적합성 및 내열 평가 결과 Inconel X750과 Topheat A가 높은 적합성과 내열 특성을 보였으며, SUS 316L 역시 적합성이 우수하였다. 내열 특성 향상을 위해 $Al_2O_3$, $Y_2O_3$, $ZrO_2$를 코팅 후 내구성 평가를 수행한 결과, $Y_2O_3$ 코팅은 사용이 부적합하였으며, 재료의 사용 가능 온도가 코팅의 접착성과 관련이 있음을 확인하였다. 블렌딩 기법을 통한 성능 향상을 확인하기 위해 추력기 실험을 진행하였으며, 실험 결과 반응기 온도가 $870^{\circ}C$로, 90 wt.% 과산화수소의 단열 분해 온도인 $760^{\circ}C$보다 높음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.150-158
• /
• 2011

친환경 추진제인 과산화수소의 성능 향상을 위해 블렌딩 기법을 적용하였다. 90 wt.% 과산화수소에 독성이 낮은 에탄올을 블렌딩 하였으며, 저장성 평가 결과 연료에 의한 저장성 저하는 나타나지 않았다. 재료 적합성 및 내열 평가 결과 Inconel X750과 Topheat A가 높은 적합성과 내열 특성을 보였으며, SUS 316L 역시 적합성이 우수하였다. 내열 특성 향상을 위해 Al2O3, Y2O3, ZrO2를 코팅 후 내구성 평가를 수행한 결과, Y2O3 코팅은 사용이 부적합하였으며, 재료의 사용 가능 온도가 코팅의 접착성과 관련이 있음을 확인하였다. 블렌딩 기법을 통한 성능 향상을 확인하기 위해 추력기 실험을 진행하였으며, 실험 결과 반응기 온도가 $870^{\circ}C$로, 90 wt.% 과산화수소의 단열 분해 온도인 $760^{\circ}C$ 보다 높음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제47권5호
• /
• pp.335-343
• /
• 2019

한국형발사체 3단의 무추력 비행구간에서는 추력기 자세제어시스템에 의해 롤, 피치, 요 축에 대한 3축을 제어하고, 추력 비행구간에서는 롤 축에 대한 제어를 추력기 자세제어시스템에 의해 수행한다. 발사체 자세제어시스템으로 사용되는 추력기의 추진제는 하이드라진과 같은 전통적인 독성 추진제가 주로 사용되어 왔으나 최근에는 친환경적인 ADN 및 HAN 등과 같은 무독성(청정) 추진제가 많이 연구되고 있다. 특히, 과산화수소 추진제는 독성이 없고 제작 및 시험평가에 있어서 상대적으로 저렴해서 독성 추진제의 대안 중 하나로 떠오르고 있다. 본 논문에서는 한국형발사체 3단의 자세제어를 위해 개발 중인 50N 급 과산화수소 단일추진제 추력기 자세제어시스템의 설계내용 및 시제품 제작, 시험결과를 기술하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
• /
• 제7권5호
• /
• pp.425-440
• /
• 2020

The work presented herein is a numerical investigation of the flow field inside a resonant igniter, with the aim of predicting the performances in terms of cavity temperature and noise spectrum. A resonance ignition system represens an attractive solution for the ignition of liquid rocket engines in space missions which require multiple engine re-ignitions, like for example debris removal. Furthermore, the current trend in avoiding toxic propellants leads to the adoption of green propellant which does not show hypergolic properties and so the presence of a reliable ignition system becomes fundamental. Resonant igniters are attractive for in-space thrusters due to the low weight and the absence of an electric power source. However, their performances are strongly influenced by several geometrical and environmental parameters. This motivates the study proposed in this work in which the flow field inside a resonant igniter is numerically investigated. The unsteady compressible Reynolds Averaged Navier-Stokes equations are solved by means of a finite volume scheme and the effects of several wall boundary conditions are investigated (adiabatic, isothermal, radiating). The results are compared with some available experimental data in terms of cavity temperature and noise spectrum.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권5호
• /
• pp.491-496
• /
• 2008

본 연구에서는 RBCC (Rocket Based Combined Cycle)엔진이나 기존 램제트 추진기관의 초기 추력 제공에 과산화수소 가스발생기를 이용하는 새로운 추진시스템을 제안하였고, 기초 연구 수행으로서 촉매 분해된 과산화수소 제트에 케로신을 분사하여 자연발화 및 연소 특성을 연구하였다. 과산화수소는 촉매 베드를 통하여 분해된 후 축소노즐을 통해 연소실로 분사됐으며 이 제트에 인젝터를 통하여 수직으로 케로신을 액상으로 분무하였다. 연소실내에서의 온도와 압력을 측정하여 점화를 확인하고 자연발화 특성을 조사하였다. 400°C의 연소실 온도와 연료와 산화제 혼합비 0.6이상에서 자연발화와 안정적인 연소가 가능하였다. 이 결과를 통하여 램제트의 새로운 초기 가속장치의 가능성을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.134-137
• /
• 2009

본 연구에서는 친환경 추진제인 고농도 과산화수소와 케로신을 사용하는 저추력 이원추진제 로켓 엔진의 O/F ratio에 따른 연소 성능 특성을 파악하였다. 연소시험에 사용된 엔진은 6개의 동축 스월 인젝터로 구성된 멀티 인젝터와 연소실, 노즐로 구성되어있으며, 촉매 점화 방식을 사용하였다. 연소 시험은 O/F ratio 3.8에서 11.0까지 변화시켜가며 수행하였다. 연소 시험 결과를 이용하여 특성 속도($C^*$)와 압력 섭동 값을 계산한 결과, 연소 효율은 O/F ratio 5~6 구간에서 가장 좋았으며 모든 구간에서 연소실 압력대비 압력 섭동 값이 5% 미만으로 안정적임을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제18권3호
• /
• pp.1-7
• /
• 2014

친환경 추진제인 액체메탄을 연료로 사용하는 이원추진제 로켓엔진의 이론성능분석을 통해 엔진의 설계변수를 도출하였다. 엔진의 연소성능 예측을 위해 CEA를 활용한 화학평형해석을 수행하였으며, 추진제 혼합비 및 연소실 내부압력에 따른 연소성능 특성을 고찰하였다. 엔진의 특성길이 도출을 위해 1차원 액적기화모델을 적용하여 성능변수 변화에 따른 추진제의 기화시간을 계산하였으며, 지상연소 이론성능분석을 통해 메탄 이원추진제 로켓엔진의 설계제원을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제17권6호
• /
• pp.97-104
• /
• 2013

Guanylurea-dinitramide(GUDN)는 낮은 감도와 좋은 성능을 가진 에너지 물질로서 추진제 및 둔감 탄약에 사용할 수 있다. 고에너지 고밀도 화약인 GUDN의 효과적인 합성과 특성분석을 이화학적 분석 및 원소분석을 통하여 수행하였다. Gaussian 09 프로그램을 사용하여 생성열을 계산하였다. 화약의 안전한 취급을 위해서 충격 및 마찰 감도를 BAM 방법으로 측정하였다.