• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.147-150
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• 2003

The purpose of this research was to develope components of micro solid propellant thruster. Micro solid propellant thruster had four basic components: combustion chamber, nozzle, solid propellant and micro heater for ignition. A performance of micro heater and characteristic of solid propellant was investigated. Micro heater was fabricated by conventional MEMS process and Platinum layer was used for heating element. Effect of geometry parameters on micro heater was tested. The temperature responses of heater with respect to each parameters was compared for a given electrical power. The characteristic of solid propellant(HTPB/AP) was investigated to obtain burning velocity in small chamber. Additionally, a capacity of filling propellant with high viscosity in small chamber was checked to guarantee for the micro fabrication.

• 한국추진공학회지
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• 제21권4호
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• pp.79-88
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• 2017

램젯 연소실 조건에서 점화보조제가 도포된 Fuel-rich 추진제의 점화 실험을 수행하여 점화 지연과 연소 유지를 확인하였다. 연료 그레인은 HTPB에 AP 파우더 15 wt.%, Al 파우더 5 wt.%가 혼합된 형태로 구성되어 있다. 한편 연료 그레인에 $NC/BKNO_3$와 Composite 추진제로 이루어진 점화보조제를 도포하여 빠른 점화지연이 나타나도록 하였다. 에탄올 블렌딩 과산화수소 가스발생기를 통해 램젯 연소실의 공기와 가깝도록 온도, 압력, 산소 조성을 조절한 산화제 가스를 유속 $200kg/m^2s$으로 공급하였다. 실험 결과, 점화보조제가 잘 작동하여 연료그레인에서 0.6초의 점화 지연시간을 파악하였고 연소 중에는 화염이 유지되는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.25-25
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• 1998

최근의 선진국의 전략미사일에 사용되는 추진제 개발 방향은 고에너지, 저민감, 무연 및 무공해 추진제를 목표로 하고 있다. 현재까지 가장 널리 사용되어온 AP는 성능이나 기계적 특성에서 우수한 산화제이나 로켓 모타 배출기체 중에 HC1을 생성함으로써 2차 연기를 생성하며, HC1 자체가 인체에 유해한 물질이라는 단점들을 가지고 있다. 또한 RDX나 HMX는 에너지가 높은 반면 쇽(shock)에 대해 매우 민감한 단점을 가지고 있다. AN은 이러한 HC1을 생성하는 AP의 단점과 쇽에 민감한 RDX와 HMX의 단점을 해결할 수 있는 대체 산화제로 사용할 수 있으나, 성능이 대외적으로 떨어지며 상변이와 흡습성이 높은 단점이 있다. ADN은 -100~+10$0^{\circ}C$범위에서 상 변이가 없고 밀도는 1.801g/㎤, Hf는 -290cal/g이다. ADN을 산화제로 사용하면 HTPB/AP 추진제와 동등하거나 그 이상의 성능을 갖는 추진제를 만들 수가 있으며, 유해 기체인 HC1을 배출하지 않음으로 인하여 2차 연기를 없애는 장점이 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권4호
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• pp.363-368
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• 2010

고체추진제의 연소가 진행될 때, 고체상에서 액체상으로, 액체상에서 기체상으로의 상변화가 일어난다. 이 때 추진제 표면에서는 액체상, 기체상이 동시에 존재하게 된다. 액체상과 기체상의 중간에서는 액체상과 기체상의 혼합으로 인하여 거품이 형성되는데, 이 구간을 용융층(Melt Layer)이라고 한다. 용융층의 윗부분, 즉 액체상과 기체상 사이에는 연소면(Burning Surface)이 존재한다. 일반적으로 고체추진제가 연소될 때 생성되는 용융층의 두께는 1기압에서 약 1마이크론 정도이다. 본 연구에서는 물리적인 상변화 현상을 상방정식을 이용하여 액체에서 기체로의 상변화 현상을 모사하였다. 이를 통하여 연소면의 두께, 형성과 전파를 모사하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권2호
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• pp.1-8
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• 2015

이중펄스 로켓 추진기관은 하나의 펄스분리장치에 의해 분리된 2개의 추진제 그레인을 가진 변형된 고체 추진기관이다. 이러한 추진기관의 주요 성능은 펄스분리장치 홀 면적대 노즐 목 면적비의 변화에 영향을 받는다. 본 연구에서는 펄스분리장치 홀 면적대 노즐 목 면적비 변화에 따른 내부유동특성을 고찰하기 위해 유동해석을 수행하였다. 유동해석에 사용된 기체로는 hot gas로 HTPB/AP계 복합추진제 연소가스와 cold gas로 질소가스롤 사용하였다. 이중펄스 로켓 추진기관의 내부유동해석 결과는 공압실험 결과와 비교 분석을 통해 검증하였다. 본 논문에서는 상용 CFD(Computational Fluid Dynamics) 코드인 ANSYS FLUENT V14.5를 이용하여 유동을 모사하였다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제17권10호
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• pp.1572-1582
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• 2003

Hybrid rocket combustion has a manifestation of stable response to the perturbations compared to solid propellant combustion. Recently, it has revealed that the low frequency combustion instability about 10 Hz was occurred mainly due to thermal inertia of solid fuel. In this paper, the combustion response function was theoretically derived by use of ZN (Zeldovich-Novozhilov) method. The result with HTPB/LOX combination showed a quite good agreement in response function with previous works and could predict the low frequency oscillations with a peak around 10 Hz which was observed experimentally. Also, it was found that the amplification region in the frequency domain is independent of the regression rate exponent n but showed the dependence of activation energy. Moreover, the response function has shown that the hybrid combustion system was stable due to negative heat release of solid fuel for vaporization, even though the addition of energetic ingredients such as AP and Al could lead to increase heat release at the fuel surface.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.886-898
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• 2008

A survey is offered of the present status of microaluminized propellants industrially used worldwide in most space applications, but new directions are also pointed out making profitable use of the nanoaluminized propellants currently tested in many laboratories. Different industrial- and research-type of solid rocket propellants, mainly but not only, of the well-known family oxidizer/Al/HTPB(oxidizer being AP, AN or a mixture of the two) were experimentally analyzed at the Space Propulsion Laboratory of Politecnico di Milano. In general, they feature the same nominal composition but implement different grain size distributions of the oxidizer or metal fuel. The basic properties of all formulations were compared to that of a standard propellant already certified for flight.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.155-158
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• 2009

본 연구에서는 Hydroxy Terminated Polyether(HTPE) 추진제 원료와 HTPE 둔감 추진제 조성 2종에 대하여 DSC와 TGA를 사용하여 열분해 특성을 고찰하였고, Extermely Insensitive Detonating Substance(EIDS) 완속가열 시험을 수행하여 반응 시간과 반응 온도를 측정하였다. AN이 포함된 HTPE 002는 약 $125^{\circ}C$에서 AN의 상전이과정($II{\rightarrow}I$)을 거친 후, 약 $200^{\circ}C$범위까지 BuNENA와 AN이 함께 발열특성을 가지고 분해됨을 알 수 있었다. EIDS 완속가열 시험을 수행한 결과 HTPE 001은 $250^{\circ}C$, HTPE 002는 $152^{\circ}C$ 부근에서 반응이 있어났으며, 두 추진제 모두 $115^{\circ}C$부근에서 급격한 온도 상승이 일어났다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권6호
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• pp.525-538
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• 2014

무기체계 개발에서 예상치 못한 고속의 총탄 충격을 받았을 때 반응 시스템의 폭발 반응을 예측하는 것은 안정성 확보를 위하여 매우 중요하다. 본 연구에서는 LX-17(92.5% TATB, 7.5% Kel-F)과 AP 기반의 고체 추진제(88% AP, 12% HTPB)가 충전된 반응 시스템에 한계 속도로 충돌하는 총탄 충격을 가했을 경우 발생하는 폭굉 현상 및 파괴 거동을 I&G 모델이 적용된 2차원 하이드로 수치해석을 통해 규명하고자 하였다. 해석 결과, LX-17의 경우 충격-폭굉 천이 현상(SDT)이 주요한 메커니즘으로 작용한 반면 고체 추진제는 상대적으로 안정한 모습을 보였다. 즉, 시스템의 파괴는 내부 압력의 급격한 증가와 격렬한 화학반응을 동반하는 고에너지 물질의 폭굉 현상이 그 원인이며, 폭발등급이 낮은 경우에는 고속 충돌에도 발화되지 않아 커버가 완전 파쇄에 이르지 않는 것으로 관찰되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.31-37
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• 2010

본 연구에서는 Hydroxyl Terminated Polyether(HTPE) 추진제 원료 및 HTPE 둔감 추진제 조성 2종에 대하여 Differential Scanning Calorimetry(DSC)와 Thermal Gravimetric Analysis(TGA)를 사용하여 열분해 특성을 고찰하였고, EIDS 완속가열 시험을 수행하였다. AN이 포함된 HTPE 002는 약 $125^{\circ}C$에서 AN의 상전이과정(II$\rightarrow$I)을 거친 후, 약 $200^{\circ}C$범위까지 BuNENA와 AN이 함께 발열특성을 가지고 분해됨을 알 수 있었다. EIDS 완속가열 시험을 수행한 결과 HTPE 001은 $250^{\circ}C$, HTPE 002는 $152^{\circ}C$ 부근에서 반응이 있어났으며, 두 추진제 모두 $115^{\circ}C$부근에서 급격한 온도 상승이 일어났다. 추진제 HTPE 001과 HTPE 002의 열폭발에 대한 임계온도, Tc,를 Semenov의 열폭발 이론과 몇 가지 가열속도에서 측정된 비등온 곡선으로부터 계산되었고, 임계온도 계산에 사용된 열분해에 대한 활성화에너지는 Kissinger 방법으로 측정하였다.