• 한국연소학회:학술대회논문집
• /
• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
• /
• pp.153-157
• /
• 2003

Supersonic and hypersonic aircrafts must pass wide range of speed to reach high speed region. But for existing engines the most efficient operating speed ranges are decided according to their flying speed, so an engine which mixes several engines like TRJ (Turbo Ramjet) and ARJ (Air Turbo Ramjet) has been planed. This mixed type engine has inefficiency that more than two engines must be installed simultaneously, but the pulse detonation engine (PDE) that uses detonation wave has a strong point that it can operate in all speed range with single engine. This paper deals with the simulation of the pulse detonation engine which uses hydrogen peroxide $(H_2O_2)$ mono propellant. Hydrogen peroxide is low-cost propellant, and it is reacted without oxidizer. Comparison between $H_2-O_2$ mixture with $H_2O_2$ mono propellant about thrust, pressure, temperature and velocity shows that $H_2O_2$ is a very useful propellant.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.508-512
• /
• 2017

본 연구에서는, 고연소속도 고체 추진제 개발을 위하여 금속연료인 Al 과 Zr이 도입된 HTPB/AP계 추진제의 연소특성에 대한 연구를 수행하였다. 고체 추진제의 연소특성은 연소속도와 압력지수로서 평가하였으며 연소속도 증진을 위한 연소촉매제로서 Butacene을 적용하여 추진제를 제조하였다. Al과 Zr이 도입된 추진제가 성능 및 연소 특성이 향상되었음을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.1061-1067
• /
• 2017

1960년대 이후부터 하이드라진($N_2H_4$)은 로켓, 인공위성 또는 심우주 임무용 추진제로 사용되어 왔다. 하지만 하이드라진의 높은 독성과 운영비용으로 이온성 액체 추진제(ADM, HAN) 및 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)과 같은 친환경 추진제에 대한 요구가 증가하고 있다. 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)은 이원추진제가 갖는 높은 성능과 단일추진제의 단순한 공급시스템 장점을 모두 갖는 추진제로서, 적절한 취급방법과 설계가 적용된다면 전통적인 하이드라진 추진 시스템을 대체할 만한 추진제로 사용가능할 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.147-150
• /
• 2005

우주발사체는 위성 및 spacecraft와 같은 페이로드를 정해진 궤도에 정확하게 투입하기 위해 추력제어가 용이하고 비추력이 높은 액체추진시스템을 주로 사용한다. 그러나 액체추진시스템은 고체추진시스템에 비해 구조가 복잡하고 고도의 기술을 요하므로 개발과정이 매우 어렵다는 단점이 있다. 우주발사체 개발과정 중 초기의 시스템 설계 단계는 전체 발사체 개발비용 및 일정을 축소하고 성능을 향상시킬 수 있는 중요한 단계이다. 본 논문에서는 최상의 액체추진시스템을 선택하기 위한 시스템 설계 단계에서의 프로세스를 제시하고 설명하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.356-359
• /
• 2011

본 연구에서는 관측로켓에 적용 가능한 고성능 추진제 조성개발에 대해 연구하였다. 관측로켓은 다양한 대기권영역에서 관측하기 위해 여러 단을 구성할 수 있는 로켓을 개발을 필요로 하고 있다. 본 연구에서는 2단으로 구성된 관측로켓을 기본으로 HTPB/AP 계열의 조성을 기본으로 설정하였다. 화학평형계산기(CEA) code와 내탄도 해석의 이론적인 성능해석을 통한 고성능 추진제 개발 가능성을 입증하였고, 1G/L mixer를 이용하여 조성시험을 실시하여 제작한 시편으로 instron tensile tester와 strand burner를 이용하여 추진제의 기계적 특성과 연소속도를 확인하였다. 최종적으로는 6inch급의 표준모타를 제작, 지상연소시험을 통하여 고성능 추진제 개발 가능성을 확인한다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제24권4호
• /
• pp.41-47
• /
• 2020

본 연구에서는 염소가스 등 유해가스의 발생을 줄이고 질소가스 방출을 증가시키는 친환경 추진제 조성개발을 목표로 한다. 이에 고체 추진제에 일반적으로 사용되는 AP(Ammonium Perchlorate)와 Al(Aluminium)를 대신하여 저탄소 고질소 물질인 GUDN(N-Guanylurea dinitramide)과 BTATz(3,6-bis(1H-1,2,3,4-tetrazol-5-ylamino)-1,2,4,5-tetrazine)를 사용하였다. 제조된 추진제는 기계적 및 연소 특성, 성능 그리고 AGARD 연기등급을 분석하였다. AP/Al 추진제에 비해 GUDN/BTATz추진제는 기계적 성질과 연소 속도가 감소하는 경향을 나타내었다. 또한, 4인치표준모타 제작 후 지상연소 시험 결과 GUDN/BTATz추진제 연소 시 성능은 감소하였으나, 염소가스 등의 유해 가스를 줄여 2차 연기 등급도 개선됨을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제3권4호
• /
• pp.31-37
• /
• 1999

최근 고체 추진제의 개발은 무연이면서 둔감하며 고성능화 되어지고 있다. 둔감화시키면서 무연화시키는 산화제로는 PSAN이 사용되고 있으나 성능 면에서 저하되므로 일반적으로 에너지를 많이 함유한 바인더를 사용하고 있다. 이런 종류들로는 여러 가지가 소개되고 있으나 그 중 GAP을 많이 사용하고 있다. 본 연구에서는 GAP과 견줄 만한 바인더 PGN이 소개되어 이들에 대한 특성을 고찰하였다. 본 연구에서는 PGN과 PGN의 사슬을 연장시킨 EPGN의 가소제의 함량 및 온도 변화에 따른 점도와 경화시킨 바인더의 유리전이온도와 기계적인 특성을 검토하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.185-188
• /
• 2009

우주발사체 상단 고체추진기관은 고고도에서 위성체가 목표 궤도에 진입할 수 있도록 추력을 제공하는 역할을 하며, 적용되는 혼합형 추진제는 진공 및 방사선이 노출되는 우주환경에서 고성능은 물론 기계적 성질 및 내탄도 특성에서 변형이 없어야 한다. 본 논문에서는 우주발사체 상단 고체추진기관용 혼합형 추진제에 대한 조성 개발 및 표준모터와 고공환경 모사 시험설비를 이용한 성능시험평가에 대한 내용을 기술하였다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제9권2호
• /
• pp.13-18
• /
• 2015

Micro planar type liquid propellant thruster was fabricated by MEMS manufacturing process for micro/nano satellites applications. 90 wt.% hydrogen peroxide was used as propellant and for propellant decomposition, Pt/Al2O3 was used as catalyst. Micro thruster structure was made by 5 photosensitive glasses patterned with thruster component profiles. Objective thrust was 50 mN and required hydrogen peroxide mass flow was 2.1 ml/min, which was supplied by syringe pump and teflon tube in experimental test. Performance test said that average steady thrust was approximately 30 mN, around 60% of objective thrust, and transient time was about 5 sec. It is estimated that extended response time was due to high thermal energy loss of micro scale thruster and low enthalpy input by propellant mass flow.

• 한국추진공학회지
• /
• 제25권1호
• /
• pp.58-67
• /
• 2021

본 논문에서는 연소특성이 다른 이종추진제를 갖는 이중추력 추진기관 개발을 기술하였다. 적용된 이종추진제의 조성 개발과 이종추진제간 접착방법과 접착력 개선을 위해 free-grain형식으로 추진제 충전 제작 공정을 개발하였다. 추가해서, 소형 추진기관으로 점화 현상을 충족시키기 위해 고밀도 foam으로 개발한 노즐 마개를 적용함으로써 점화지연을 개선시켰다. 이런 설계와 개선된 제작공정을 반영하여 개발된 추진기관은 지상성능시험으로 그 성능을 평가하였다.