• 한국항공우주학회지
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• 제42권2호
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• pp.144-149
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• 2014

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 추력실 특성길이($L^*$) 변화에 따른 연소성능을 확인하기 위해 개발모델 추력기에 대한 지상연소시험을 수행하였다. 각각의 추력기에 대한 성능특성이 추진제 주입압력 2.41 MPa (350 psia)에서의 정상상태 추력, 비추력, 응답특성 및 특성속도 등과 같은 성능변수로 분석되었다. 시험결과, 표준모델 대비 추력실 특성길이의 증가와 감소에 따라 특성속도 및 비추력성능이 공히 감소하였던 바, 표준모델의 추력실 형상이 요구성능에 대하여 가장 적합하게 설계되었다는 사실이 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.378-382
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• 2008

A 50 N monopropellant thruster being developed for attitude control in a variety of aerospace application systems is described in this paper. Ninety percent hydrogen peroxide was selected as a propellant, since it is much less hazardous than hydrazine. A scaled down thruster with aluminum oxide loaded with the platinum in the reaction chamber was tested to determine propellant decomposition onto a catalyst. A scaled up 50 N thruster, with a catalyst bed of 3 cm in diameter and 4 cm in length, was evaluated by decomposition efficiency based on temperature, ${\eta}_T$, efficiency of characteristic velocity, ${\eta}_{C^*}$, and measurement of thrust. The performance of a 50 N thruster was 40.5 Newton in thrust, about 100 % in ${\eta}_T$, and 98 % in ${\eta}_{C^*}$, and 125 sec in specific impulse at sea level.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.101-104
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• 2009

한국항공우주연구원에서는 2004년부터 전남대 및 (주)한화와 공동으로 하이드라진 분해촉매의 국내 개발을 위한 연구에 착수하였으며 약 5년간의 개발 기간을 거쳐 2009년에는 위성에서 요구하는 성능 및 수명 요구조건을 충분히 만족하는 촉매의 개발에 성공하였으며 우주 환경에서의 장기 연소시험을 통해 최종적인 품질 보증을 완료하였다. 본 논문에서는 촉매 개발과 관련된 연구과정과 물성치 측정 및 품질 보증시험 결과에 대해서 서술하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권1호
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• pp.42-49
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• 2014

설계성능이 검증된 70 N급 하이드라진 추력기에 대한 성능평가 시험이 수행되었다. 각각의 개발모델 추력기는 추력실 직경 변화에 따라 펄스모드로 연소시험이 수행되었으며, 비추력, 임펄스 비트 및 특성속도 등의 성능변수로 평가되었다. 추력실 직경의 증가와 감소에 따라 비추력과 특성속도가 감소하였으며, 성능평가 결과 표준모델의 성능특성이 가장 우수한 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.218-222
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• 2011

이리듐 촉매의 국산화 개발과정에서 고온/고압으로 인한 촉매파손, 유실, 소결현상 등이 관찰되었고, 이렇게 손상된 촉매대로 인하여 추력기의 성능이 저하된다고 보고되었다. 이에 본 논문의 연구에서는 촉매대를 1차원 다공질성 매질로 가정, 모델링하여 수치해석코드를 개발하였다. 개발된 수치해석코드는 실험데이터와 비교하여 검증하였으며, 촉매유실에 의해 변하게 되는 촉매대의 공극률을 변화시켜 다양한 경우의 촉매유실을 가정하여 해석을 수행하였다. 이를 통하여 촉매유실이 하이드라진과 암모니아의 분해반응에 끼치는 영향을 연구하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.1-8
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• 2013

단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제19권3호
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• pp.207-214
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• 2002

인공위성 추진시스템의 액체연료(Hydrazine) 비정상유동 해석을 통해 연료공급 시스템내 유압특성이 유도된다. 정상상태 연소의 경우 연료유동량은 일정하나, 추력기밸브가 갑자기 닫히면 배관내 압력은 초기 탱크압력보다 높아진다. 결국 배관내 유압은 비정상상태가 되며, 유압 및 유량은 맥동현상을 보인다. 만약 상승압력이 너무 크게 되면, 추진제(연료)가 폭발분해를 일으키며, 추력기밸브 기능에 손상을 입힐 수 있고, 하이드라진 연료의 초음속 연소현상이 발생할 가능성이 있다. 또한 반사된 충격파로 인해 압력변환기의 감도저하 및 오작동을 유발하기도 한다. 위성의 추진시스템 설계시 비정상연료의 해석이 선행되어야 하며, 본 논문에서는 여러 설계인자에 대한 연료배관내 유압특성을 MOC 유동해석을 통해 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.456-459
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• 2011

위성의 자세제어용 추력시스템에 대한 연료 공급용 솔레노이드 밸브의 국산화를 위해 Dual-Type의 솔레노이드 밸브를 개발하였다. Hydrazine을 연료로 사용하는 위성용 밸브는 반응속도, 유량, 누설 등의 기본성능 외에 수십만 번의 Cycle life, 충격 및 진동, 극저온 등의 환경 요인을 만족해야 한다. 본 논문에서는 설계 및 제작하고 질소 공압 장치를 이용한 성능 시험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.406-408
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• 2017

Ammonium dinitramide (ADN) 저독성 단일 추진제 기반의 1N 급 추력기 및 시험장치 개발을 수행하였다. ADN은 기존에 인공위성용 추력기에 사용되고 있는 하이드라진 대비 취급이 용이하고 밀도, 비추력과 같은 물리적 특성이 우수한 물질이다. 이러한 특성으로 인해 ADN은 친환경 추진제로 주목받고 있다. 본 논문에서는 ADN 단일 추진제의 성능시험을 위한 1 N급 추력기 및 측정설비를 설계하였다. 설계 및 실험을 위한 추진제의 조성은 Methanol:$H_2O$:ADN 각각을 11.2:25.4:63.4로 설정하여 진행하였다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.45-46
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• 2006

Usual LEO satellite for earth observation use a blowdown hydrazine monopropellant propulsion system for attitude hold and orbit maintenance. For precision control, thruster valve has very short closing time, but this can cause water hammering and pressure surge. Since water hammering and pressure surge can cause damage of propulsion system and ununiform thrust, Thruster valve closing is one of the special concern during satellite propulsion system design. In this paper, an analysis for propellant feed system is conducted using the method of characteristics. The results represent water hammer effect is negligible even at the worst case and pressure surge can be decreased effectively with a trim orifice.