• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2012년도 제45회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.295-296
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• 2012

In Korea, study of monopropellant thruster have been started from 1990s by KARI (Korea Aerospace Research Institute). 5N hydrazine thruster that is a first Koreanized hydrazine thruster, have been used as flight model for several satellite. In parallel, in order to retain core technology for monopropellant thruster, catalyst and test facility development have been carried out and successfully completed. On the basis of these technology, KARI is performing development of 1N/200N hydrazine thruster and basic research of green propellant thruster.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 추계 학술대회논문집
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• pp.137-139
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• 2004

The monopropellant hydrazine thrusters are widely used for the satellite on-board propulsion system fulfilling various missions in space. They have outstanding features caused by the nearly unlimited restart capability and the very high credibility. The sole monopropellant thruster used at precent in nation is MRE-1 that is a standard component of NASA. It can produce 4.45 N of nominal thrust. Due to the glowing complexity with a satellite mission, the needs for thrusters of the diverse performance are being increased. The numerical simulation could give useful information to develop a new type thruster instead of the experiments performed previously. Therefore it is critical to make a reliable computer code to prepare design change of a thruster. In this paper, the performance analysis and validation of the satellite monopropellant hydrazine thruster currently used is accomplished as the preliminary study to serve valuable data for future design change.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.151-154
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• 2007

본 연구는 추력기 기초 설계개념 확보를 위한 주요 요소기술로서 촉매대 설계인자 및 하이드라진 분해촉매의 분해거동을 파악하는 것을 목적으로 한다. 이를 위해 저궤도 위성용으로 적용되고 있는 1Lbf급 하이드라진 추력기의 설계 제원을 기초로 하여 가시화 반응기를 설계/제작하였으며, 촉매대의 분해반응 및 거시적 거동을 육안 관찰함으로서 촉매대 설계개념을 파악하고자 하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.101-105
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• 2006

The computational fluid dynamic analysis has been conducted for the thermo-chemical flow field in an arcjet thruster with mono-propellant Hydrazine (N2H4) as a working fluid. The Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) equations are modified to analyze compressible flows with the thermal radiation and electric field. The Maxwell equation, which is loosely coupled with the fluid dynamic equations through the Ohm heating and Lorentz forces, is adopted to analyze the electric field induced by the electric arc. The chemical reactions of Hydrazine were assumed to be infinitely fast due to the high temperature field inside the arcjet thruster. The chemical and the thermal radiation models for the nitrogen-hydrogen mixture and optically thick media respectively, were incorporated with the fluid dynamic equations. The results show that performance indices of the arcjet thruster with 1kW arc heating are improved by amount of 180% in thrust and 200% in specific impulse more than frozen flow. In addition to thermo-physical process inside the arcjet thruster is understood from the flow field results.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2000년도 추계학술대회논문집B
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• pp.497-501
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• 2000

One of the way to derive design parameters of the fuel feeding system in satellite is to analyze unsteady flow of liquid propellant (hydrazine) in the propulsion system. During steady thruster firing the flow rate is constant: if a thruster valve is abruptly shut down among a sets of thrusters, pressure spikes much higher than the initial tank pressure occur. This renders the fuel flow unsteady, and the fluid pressure and flow rate to oscillate. If the pressure spikes are high enough, there are possibilities that propellant explosively decomposes, thruster valves are damaged, and adiabatic detonation of the hydrazine propellant is potentially incurred. Reflected shockwaves could also affect the calibration and operation of the pressure transducers. These necessitate the analysis of unsteady flow in the propulsion system design, and the calculation results obtained through some governing parameter variation are presented in this work.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.139-142
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• 2011

본 연구팀에서 개발 중인 하이드라진 추력기의 설계성능 검증에 앞서 요소부품인 비충돌형 인젝터에 대한 인수시험 및 수류시험을 수행하였다. 실험에 사용된 인젝터는 추진제 주입압력 24.6 $kg_f/cm^2$에서 70 N의 공칭추력을 내는 하이드라진 추력기에 장착되는 것이다. 각각의 인젝터 노즐 오리피스의 미세한 가공오차에 기인하여 미립화 특성 차이가 관찰되기는 하였으나, 인젝터 분사각 관련 성능평가에서는 모든 오리피스가 합격범위에 있음이 확인되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권6호
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• pp.7-14
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• 2011

하이드라진을 단일추진제로 사용하는 추력기는 인공위성 및 발사체의 자세제어를 위한 용도로 다양한 크기로 제작되어 사용되어왔다. 하이드라진과 분해생성물인 암모니아의 독성으로 인해 취급과 시험이 매우 까다롭기 때문에 여러 설계 변수로 인한 영향을 수치해석을 이용하여 분석 한다면 시간과 비용을 절약할 수 있다. 본 연구에서는 촉매대를 1차원 다공성 매질로 모델링하여 수치해석을 수행하였다. 이를 통하여 촉매대 파손에 따른 특성변화를 고려하여 발생 가능한 물리현상을 수치해석을 통해 파악하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.645-648
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• 2011

단일 추진제로써 널리 사용되는 하이드라진은 높은 성능을 가지나 그 맹독성으로 인해 하이드라진을 대체할 새로운 친환경 추진제가 연구되고 있다. 친환경 추진제의 후보군들 중 이온성 액체 추진제는 하이드라진에 비해 낮은 독성과 더불어 높은 비추력, 밀도를 가진다. 이온성 액체 추진제중 하나인 Hydroxylamine Nitrate (HAN)을 사용한 추력기를 설계하기 위해서는 주어진 추진제 유량을 충분히 분해시킬 수 있는 촉매 베드 크기를 구할 필요가 있다. 본 연구에서는 HAN 추진제를 사용한 소형 추력기를 설계하고 추력기의 추진제 분해성능을 특성속도 효율 등으로 평가함으로써 HAN 추력기 설계에 있어 기준점을 제시하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.48-55
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• 2012

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 지상연소시험을 수행하였다. 시험에 사용된 추력기는 추진제 주입압력 2.41 MPa (350 psia) 에서 정상상태 공칭추력 67 N (15 $lb_f$) 을 목표로 설계/제작 되었다. 개발모델 추력기의 성능특성 검토를 위해 정상상태 연소모드에서의 추력, 추진제 공급압력, 질량유량, 추력실 압력, 그리고 온도 등의 성능변수를 이용한다. 시험결과, 실제의 성능이 이론 요구규격 대비 89.1% 이상의 성능효율을 만족하는 것이 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권9호
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• pp.907-915
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• 2008

하이드라진(N2H4) 아크젯 추력기의 열화학 유동장 해석을 위한 전산유체해석을 수행하였다. 열복사와 전기장이 고려된 압축성 유동해석을 위해서 RANS 방정식을 수정하여 사용하였다. 로렌츠 힘과 Ohm 가열효과를 고려한 Maxwell 방정식이 유동방정식과 결합되어 전기 방전으로 인한 전기장해석을 위해 이용되었다. 아크젯 추력기 내부에서 유동장은 충분히 고온상태이기에 화학평형 해석이 이용되었으며, 광학 두께를 이용한 열복사 모델이 유동방정식에 적용되었다. 계산 결과들은 아크젯 추력기유동이 동결유동에 비해 추력은 180%증가되며, 비추력은 200%가까이 상승됨을 보여준다. 또한 유동장 해석 결과들은 아크젯 추력기 내부의 열적 물리적 특성에 대한 이해를 돕는다.