• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.74-81
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• 2016

Space propulsion system produces required thrust for satellites and space launch vehicles by using chemical reactions of a liquid fuel and a liquid oxidizer typically. Among several liquid propellants, the monomethylhydrazine-dinitrogen tetroxide is expecially preferred for a GEO satellite propellants due to their better storability in liquid phase during a long mission life under a freezing space environment. Recently, a development of the monomethylhydrazine-dinitrogen tetroxide bipropellant system becomes important as the national space program requires the heavier and the more efficient space system. Thus, the objective of the present study is to review a foreign research trend of a chemical reaction between the monomethyhydrazine fuel and the dinitrogen tetroxide oxidizer to understand a fundamental basis of their characteristics to prepare for domestic development in future.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.66-73
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• 2016

Space propulsion system produces required thrust for satellites and space launch vehicles by using chemical reactions of a liquid fuel and a liquid oxidizer typically. For example, monomethylhydrazine-dinitrogen tetroxide, liquid hydrogen-liquid oxygen and RP-1-liquid oxygen are conventional combinations of liquid propellants used for the liquid propulsion system. Among several liquid propellants, the monomethylhydrazine is expecially preferred for a satellite fuel due to its better storability in liquid phase during a relatively long mission period under a space environment. Thus, a development importance of a bipropellant system using the monomethylhydrazine fuel is recognized recently as the national space program proceeds on a large scale. The objective of the present study is to review a foreign research trend of a thermal decomposition reaction of monomethyhydrazine to understand a fundamental basis of its chemical reaction to prepare for domestic development in future.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.50-60
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• 2015

인공위성의 추진시스템은 위성이 발사체로부터 분리된 후 최종 궤도로 도달할 때까지 궤도를 이동하는데 필요한 추력을 제공한다. 또한 임무궤도에서는 궤도 유지와 자세제어를 위한 펄스 모멘트를 발생하는 역할을 한다. 본 연구에서는 향후 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진을 국내에서 개발시 관련 연구에 필요한 규격을 도출하기 위한 목적으로서 모노메틸하이드라진과 하이드라진을 연료로, 사산화이질소 산화제를 이용하는 인공위성용 이원추진제 로켓엔진에 대한 현재 개발동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권4호
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• pp.333-342
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• 2016

액체로켓 추진시스템은 액체 추진제와 액체 산화제의 화학반응을 통해 추력을 발생하는 방식으로써 우주발사체 및 인공위성을 포함한 우주비행체에 광범위하게 적용되고 있다. 일반적으로 사용되는 액체로켓 추진제로는 모노메틸하이드라진/사산화이질소, 액체수소/액체산소 및 RP-1/액체산소 조합 등이 있다. 본 연구의 목적은 액체로켓 추진제의 열화학적 반응을 수치적으로 분석함으로써, 이를 통해 궁극적으로 액체로켓엔진의 설계와 성능에 필요한 유용한 정보를 예측하고자 하는 데 있다. 이를 위해 앞서 언급한 3가지 조합의 연료와 산화제에 대하여 연소반응 후 화학평형상태에 도달했을 때 주요 요소평형반응들의 평형상수 값들을 이용해 최종 생성물의 성분과 화학조성을 계산하였고 그 결과를 이용해 단열화염온도와 로켓성능변수인 비추력을 예측하는 연구를 진행하였다.