• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1995년도 제5회 학술강연회논문집
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• pp.59-66
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• 1995

인공위성의 궤도진입, 궤도수정 및 자세제어를 담당하는 추진체계는 위성의 용도와 궤도위치, 자세/궤도제어 방식 등을 고려하여 설계하여야 한다. 현재까지도 널리 사용되고 있는 인공위성 추진체계는 AKM(Apogee Kick Motor)과 단일 추진제 추력기로 구성된 "통상 추진체계"이나 최근에는 AKE(Apogee Kick Engine)과 이원 추진제추력기로 구성된 "통합 추진체계" 그리고 이와 유사한 "완전통합 추진체계", "이중 추진체계" 등이 기술적 선택방안으로 제안되어 일부 적용되고 있는 실정이며 이러한 추진체계의 효과적 실용화를 위해서 단일 추진제(하이드라진) 추력기의 성능향상 및 이원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권8호
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• pp.85-90
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• 2003

인공위성을 포함한 모든 우주 비행체를 제어하기 위해서는 관련 추진기관의 제반성능을 정확하게 이해하고 위성 운영에 적합한 형태로 조정하기 위한 프로그램이 필요하다. 본 연구에서는 이원 추진제를 사용하는 추력기에 대한 자료를 사용하여 이 프로그램에 필요한 추력기의 성능함수를 best fitting curve를 사용하여 모델링하였다. 추력기의 성능을 정확히 파악하기 위해서는 제조회사로부터의 실험자료가 필요하나 제조회사로부터 실험자료를 얻을 수 없기 때문에, 성능 곡선의 기본 특성을 알아내기 위해서 실제 연소실험을 수행하여 이것을 모사하였다. 그 결과, 추력 및 추진제 소모량은 추진제의 공급압력으로 예측됨을 알 수 있었다. 실험에 사용된 로켓은 추진제로 액체산소와 케로신을 사용하였고 설계추력은 100lb$_f$였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.41-45
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• 2009

본 연구에서는 고농도 과산화수소와 케로신을 각각 산화제와 연료로 사용하는 소형 이원추진제 추력기의 설계/제작 및 인젝터 성능특성 파악을 위한 수류시험을 수행하였다. 본 개발모델에서는 점화기, 인젝터, 막냉각 시스템을 통합하여 운용이 가능한 구조의 믹싱헤드를 적용하였으며, 각 부분으로의 공급유량 변경이 가능하도록 하여 최적 설계의 실험적 검증 및 효율성을 극대화하고자 하였다. 마지막으로 수류시험을 통해 인젝터 유량 및 추진제 분사패턴을 확인하였으며, 믹싱헤드의 설계 타당성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권4호
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• pp.300-309
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• 2017

우주비행체는 우주공간에서 소형 추력기를 통해 연소가스를 노즐 외부로 배출시킴으로써 궤도보정 및 자세제어에 필요한 반작용 모멘텀을 발생시킨다. 이때 배출된 배기가스가 우주비행체의 표면과 충돌하면서 발생된 교란 힘 및 교란토크, 열 부하, 표면 오염 등은 우주비행체의 수명 단축 및 기능저하를 유발시킬 수 있으므로 추력기 배기가스 거동에 관한 예측은 우주비행체 설계시 매우 중요한 절차라고 할 수 있다. 본 연구에서는 우주비행체의 자세제어용 추력기로 사용되는 10 N급 이원추진제 추력기의 배기가스 거동을 수치적으로 해석함으로써 우주비행체 설계에 필요한 핵심기술을 확보하는 것이 목적이다. 이를 위해 모노메틸하이드라진(MMH) 연료와 사산화이질소(NTO) 산화제의 화학평형반응과 추력기 노즐 내부 연속체 영역 계산을 수행한 후 배기가스 해석을 위한 직접모사법(DSMC)의 유입조건으로 적용하였다. 해석 결과, 이원추진제 추력기 노즐 부근에서 배기가스의 화학종 박리와 같은 비평형 팽창과 후방유동의 특성들을 예측할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권2호
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• pp.1-9
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• 2012

2,500 N급 과산화수소/케로신 이원 추력기의 성능 향상 및 다양한 미션에 적용하기 위하여 재생냉각의 적용가능성을 검토하였다. 1-D 계산을 통해 과산화수소를 냉각제로 하는 경우에 대한 계산을 수행하였다. 설계된 재생냉각 연소기의 노즐 목에서의 열 유속은 18-20 MW/$m^2$로 예측되었으며, 그에 따른 유로의 너비는 2.5 mm 높이는 0.45 mm로 설계 되었다. 설계된 유로형상을 바탕으로 냉각 유로 내에서의 압력강하를 예측하기 위한 평판형 모델을 제작하여 실험을 진행하였고, 수치해석 결과와 비교를 수행하였다. 그 결과, 수치해석과 실험결과와의 최대 오차는 약 13%, 그리고 평균 오차는 약 5%로 계산되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.105-108
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• 2008

최근 환경에 대한 관심이 높아짐에 따라 과산화수소가 친환경 추진제로서 많은 관심을 받고 있다. 추력기용 단일추진제, 이원추진제 로켓의 산화제로 많이 사용되고 있으며, 특히 인공위성 자세제어용 추력기나 미사일과 같은 군사 무기용으로도 사용되게 되었다. 이에 따라 과산화수소를 장시간 보관해둘 필요가 늘어나게 되었고 저장성평가 또한 필요하게 되었다. 이 논문에서는 과산화수소 저장성 평가의 필요성과 저장성 평가를 위한 방법에 관하여 소개 하였다. 현재 진행 중인 기초 저장성평가의 결과를 비교 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.82-83
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• 2002

궤도상에 올려진 위성들은 인형의 궤도 운행을 하게 된다. 그러나 지구가 완전한 구형이 아니고 태양과 달의 인력이 작용하여 위성에 섭동이 발생하게 된다. 그리고 무중력 상태의 우주이므로 태양풍이나 미세 운석 그리고 위성체 내부의 가스 누출이나 내부의 토크 변화에 의해 위성 자세에 조금의 변동을 야기한다. 통신 위성의 경우 지상의 한 지점을 계속 향하고 있어야 하므로 정기적인 자세제어가 필요하다. 위성의 섭동에 의해 EWSK(East-West station keeping)나 NSSK(North-South station keeping)를 하기 위해 추력 모델은 단일 $\Delta$$\upsilon$기동이나 회전 세차 운동(spin precession maneuver)을 지원해야 한다. 위성은 주어진 임무를 수행하는데 필요한 $\Delta$$\upsilon$기동을 위해 적절한 성능의 추력기와 임무기간 동안 사용할 적절한 양의 추진제를 탑재하고 있다. 지상에서 필요한 임무를 수행하기 위해 위성에 지령을 하였을 때, 추력기가 정상작동을 하였는지 그리고 잔류 추진제가 어느 정도 인지를 정확히 알 수 있어야 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.156-164
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• 2010

고농도 과산화수소를 이용하는 1,200 N 급 이원추진제 로켓 엔진 개발을 위한 선행 연구의 일환으로 이원추진제 엔진 요소를 설계하고 실험적으로 연구하였다. 공급된 과산화수소의 분해 성능을 비교하기 위해, $MnO_2$와 Pb가 첨가된 $MnO_2$ 촉매들에 대한 실험을 하였다. 실험결과를 바탕으로, 촉매 반응기를 설계하였으며, 97.2%의 분해 효율을 얻었다. 별도의 점화원이 없이 자연점화를 이용하기 위해, 다양한 당량비에 대해 자연점화 실험을 수행하였다. 모든 실험조건에서 자연 점화를 확인하였으며, $C^*$ 효율은 90% 혹은 그 이상을 보였다. 추력측정 결과, 가장 높은 추력은 830 N을 보였으며, 94.1% 이론 비추력을 적용했을 경우, 진공 추력 1,035 N으로 계산되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.69-78
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• 2010

고농도 과산화수소를 이용하는 1,200 N 급 이원추진제 로켓 엔진 개발을 위한 선행 연구의 일환으로 이원추진제 엔진 요소를 설계하고 실험적으로 연구하였다. 공급된 과산화수소의 분해 성능을 비교하기 위해, $MnO_2$와 Pb가 첨가된 $MnO_2$ 촉매들에 대한 실험을 하였다. 실험결과를 바탕으로, 촉매 반응기를 설계하였으며, 97.2%의 분해 효율을 얻었다. 별도의 점화원이 없이 자연점화를 이용하기 위해, 다양한 당량비에 대해 자연점화 실험을 수행하였다. 모든 실험조건에서 자연 점화를 확인하였으며, $C^*$ 효율은 90% 혹은 그 이상을 보였다. 추력측정 결과, 가장 높은 추력은 830 N을 보였으며, $C^*$ 효율과 $I_{sp}$ 효율을 같다고 가정했을 때, 진공 추력 1,035 N으로 계산되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권4호
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• pp.1-9
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• 2013

능동형 대함 유도탄 기만기의 추진 시스템 요구 조건 및 저장성 액체 이원추진제 로켓 엔진의 적용 가능성을 파악하기 위해 개념 설계를 수행하였다. 이미 미국과 오스트레일리아에서 공동 개발하여 운용 중인 Nulka의 제원을 통해 시스템의 기본적인 무게, 크기 등을 가정하였고, 1,000 N 급 과산화수소/케로신 로켓 엔진과 가압식 추진제 공급 방식으로 추진 시스템을 가정하였다. 이를 바탕으로 최적 궤적을 설계하였고 그 결과를 통해 하부 시스템들의 무게 분포를 예측하고 실현 가능성을 확인하였다. 그 결과, 100초 이상의 운용 시간, 엔진 재점화, 그리고 최대 지상 추력 1,000 N의 경우 최소 35%까지의 추력 제어 성능이 추진 시스템의 요구 조건으로 도출 되었다.