• 한국추진공학회지
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• 제22권2호
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• pp.38-51
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• 2018

무노즐 부스터의 성능을 향상시키기 위한 연구를 수행하였다. 알루미늄 금속연료와 비교하여 고 밀도를 갖는 지르코늄을 사용한 고밀도 추진제를 개발하였고, 이 추진제를 이용하여 세장비에 따른 성능 특성을 알아보았다. 알루미늄 조성의 추진제 성능과 비교하여 모든 세장비에서 지르코늄 조성의 추진제가 비추력을 제외하고 높게 나타났다. 지르코늄 조성의 추진제의 비추력은 세장비가 증가함에 따라 시험조건 내에서 알루미늄 조성의 추진제와 비교하여 88%까지 감소하였다. 그러나, 추진제의 밀도차이로 인하여 모든 세장비에서 알루미늄 조성의 추진제보다 지르코늄 조성의 추진제가 높게 나타났다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권4호
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• pp.52-62
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• 2017

램제트 부스터로 사용되는 무노즐 부스터의 특성을 알아보기 위한 연구를 수행하였다. 무노즐 부스터는 수축-팽창되는 고정된 노즐목이 없어 일반적인 모터보다 압력 및 추력에 관련된 성능이 감소한다. 이를 보완하기 위해 금속연료로 알루미늄을 사용하여 밀도비추력이 최대인 고성능 추진제를 개발하였고, 지상연소시험을 통해 세장비(L/D)에 따른 성능 특성을 알아보았다. 동등한 추진제와 동일한 세장비에서 고정된 노즐목을 사용한 일반적인 모터와 비교시 비추력은 75%까지 나타났으나, 동일 평균압력 내에서는 85%까지 나타날 것으로 예측된다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권2호
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• pp.18-25
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• 2017

무노즐 부스터에 사용하는 추진제의 연소특성에 관한 연구를 수행하였다. 밀도비추력을 향상키기기 위하여 고체 추진제의 조성에 Al와 Zr의 금속연료들이 도입되었으며 무노즐 부스터를 설계하기 위하여 낮은 압력지수 및 고 연소속도가 추진제의 주요 연소특성으로 연구되었다. Zr을 함유하는 추진제는 Al을 함유하는 추진제보다 높은 연소속도를 보였으며, $13{\mu}m$ Zr을 함유하는 추진제는 연소속도는 35 mm/s (at 1000 psi)와 압력지수 0.3282를 보였다. 이러한 결과로부터, 무노즐 부스터에서 Al와 Zr을 함유하는 추진제를 사용하는 이점을 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.9-15
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• 2012

추력변화를 초공동 수중운동체의 추진체로 사용되는 수반응성 금속입자와 해수는 연소챔버 내에서 균질하게 혼합될 때 비추력이 극대화 된다. 본 연구의 목적은 상사성의 관점에서 분사기 형상이 입자 분포에 미치는 영향을 알아보는 것이다. 이를 위해 PIV기법을 이용하여 반경방향의 입자 분포와 입자 평균속도의 상사성에 대하여 알아보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.314-317
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• 2004

On 9/5/2003, the planet probe “HAYABUSA” as MUSES-C project was launched by The Institute of Space and Astronautical Science. “HAYABUSA” has microwave discharge ion engines and these engines are characterized by their high efficiency and specific impulse in comparison with chemical engine. A large ion engine can be used as a planet explorer, while a small ion engine can be used as attitude control of small satellite. We have been developing a high thrust density microwave discharge ion engine using “Multi-Monopole Antenna”. The performance of this engine are: ion cost of 344W/A, propellant utilization efficiency of 52% and thrust density of 0.055mN/$\textrm{cm}^2$ for Kr gas flow rate of 2.5sccm, microwave(2.45㎓) power of 32W and acceleration voltage of l.4㎸.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.96-106
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• 2011

젤 추진제는 젤 추진 시스템에서 액체 추진 시스템과 같이 제어의 용이성, 저장성, 취급성, 비누설성 등과 같은 장점을 포함한다. 또한, 젤 추진제는 액체 추진제와 비교했을 때 보다 높은 발열량 특성을 나타내며, 금속 입자(알루미늄, 보론)의 첨가로 높은 비추력을 얻을 수 있다. 미립화 특성과 관련하여 젤 추진제는 젤화제의 다양한 점도와 금속 입자의 첨가 정도에 따라 저조한 미립화 특성을 나타낸다. 젤 추진제의 미립화 특성 향상과 연소 효율을 증대 시키기 위해 젤화제의 함유량 변화와 금속 입자의 첨가 정도에 따른 젤 추진제 제조 기술을 바탕으로 동적 분무 특성, 연소 특성 연구를 수행하고 있으며, 이에 대한 연구동향을 소개한다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제4권1호
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• pp.21-35
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• 2017

Hydrogen peroxide is being considered as a monopropellant in micropropulsion systems for the next generation of miniaturized satellites ('nanosats') due to its high energy density, modest specific impulse and green characteristics. Efforts at the University of Vermont have focused on the development of a MEMS-based microthruster that uses a novel slug flow monopropellant injection scheme to generate thrust and impulse-bits commensurate with the intended micropropulsion application. The present study is a computational effort to investigate the initial decomposition of the monopropellant as it enters the catalytic chamber, and to compare the impact of the monopropellant injection scheme on decomposition performance. Two-dimensional numerical studies of the monopropellant in microchannel geometries have been developed and used to characterize the performance of the monopropellant before vaporization occurs. The results of these studies show that monopropellant in the lamellar flow regime, which lacks a non-diffusive mixing mechanism, does not decompose at a rate that is suitable for the microthruster dimensions. In contrast, monopropellant in the slug flow regime decomposes 57% faster than lamellar flow for a given length, indicating that the monopropellant injection scheme has potential benefits for the performance of the microthruster.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.298-302
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• 2009

홀 추력기는 전기추력기의 한 종류로 비교적 간단한 구조와 높은 추력밀도 및 비추력으로 소형위성에 적합하다고 판단되어 주목받고 있으며, 이에 국내에서도 과학기술위성 3호의 핵심기술로 선정되어 자체 개발 중에 있다. 여러 요구조건 분석을 통해 입력전력 300 W, 추력 10 mN, 추력효율 35% 및 비추력 1000 s이 개발목표로 설정되었으며, 이를 만족하는 추력기의 개발을 위해 다양한 구조의 프로토타입 제작 및 실험을 수행하였다. 그 결과 현재까지 약 290 W 입력전력과 0.97 mg/s의 제논 연료유량에서 11 mN의 추력을 37%의 추력효율로 얻는 만족할만한 결과를 얻었다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회B
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• pp.3159-3162
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• 2008

A sensitivity analysis of the liquid rocket engine has been made. A mode analysis program is used to predict the performance change due to the variation of rocket engine operating environment. The propellant supply pressure and density are the major variables of the operating condition. The material properties of the turbine driving gas is assumed as the function of mixture ratio. The discrepancies of performance change between constant turbine driving gas properties and variable properties are greater for the case of fuel pump inlet pressure change than the oxidizer pump inlet pressure change.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.577-587
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• 2004

A coaxial pulsed plasma thruster (PPT) with a Teflon cavity was designed, and its performance characteristics were examined varying stored energy, cavity length and capacitance. The PPT was tested as the entire system including the discharge circuit, and the results were explained with both the transfer efficiency and the acceleration efficiency. The transfer efficiency is defined as the fraction of energy in capacitors supplied into plasma, and the acceleration efficiency as the fraction of energy supplied into plasma converted to thrust energy. To estimate these efficiencies, the equivalent plasma resistance was defined and calculated using energy conservation during discharge. The equivalent plasma resistance proportionally increased with cavity length, and therefore the current peak increased with decreasing cavity length. The energy density calculated by the transfer efficiency was increased with decreasing cavity length. As a result, higher acceleration efficiency and lower transfer efficiency were obtained with shorter cavity length. Accordingly, there was an optimal cavity length for the thrust efficiency. The specific impulse and the impulse bit per unit stored energy ranged from 390 s and 50 $\mu$ Ns/J for a cavity length of 34 mm to 825 s and 11 $\mu$ Ns/J for a cavity length of 4 mm when the stored energy was fixed to 21.4J. Thus, it was showed that the performance of this PPT approached that of electromagnetic-acceleration-type PPT with decreasing cavity length. The PPT achieved thrust efficiencies of 10-12% at 21.4 J and 6-7% at 5.35 J at cavity lengths between 14 mm and 29 mm.