• 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.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.147-150
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• 2003

The purpose of this research was to develope components of micro solid propellant thruster. Micro solid propellant thruster had four basic components: combustion chamber, nozzle, solid propellant and micro heater for ignition. A performance of micro heater and characteristic of solid propellant was investigated. Micro heater was fabricated by conventional MEMS process and Platinum layer was used for heating element. Effect of geometry parameters on micro heater was tested. The temperature responses of heater with respect to each parameters was compared for a given electrical power. The characteristic of solid propellant(HTPB/AP) was investigated to obtain burning velocity in small chamber. Additionally, a capacity of filling propellant with high viscosity in small chamber was checked to guarantee for the micro fabrication.

• 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.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집C
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• pp.59-63
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• 2001

A high-impulse, low-power, continuous-shot microthruster has been developed using low boiling temperature liquid-propellant with high viscous fluid-plug. The viscous friction force of the fluid-plug increases the blast pressure and the low boiling temperature liquid-propellant is intended to reduce input power consumption. The three-layer microthruster has been fabricated by surface micromachining as well as bulk micromachining in the size of $7{\times}13{\times}1.5mm^{3}$. A continuous output impulse bit of $6.4{\times}10^{-8}N{\cdot}sec$ has been obtained from the fabricated microthruster using perfluoro normal hexane (FC72) propellant and oil plug, resulting in about ten times increase of the impulse bit using one hundredth electrical input energy compared to the conventional continuous microthruster.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.1280-1285
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• 2004

Microsystem technology has been applied to space technology and became one of the enabling technology by which low cost and high efficiency are achievable. Micro propulsion system is a key technology in the miniature satellite because micro satellite requires very small and precise thrust force for maneuvering and attitude control. In this paper research on micro solid propellant thruster is reported. Micro solid propellant thruster has four basic components; micro combustion chamber, micro nozzle, solid propellant and micro igniter. In this research igniter, solid propellant and combustion chamber are focused. Micro igniter was fabricated through typical micromachining and evaluated. The characteristic of solid propellant was investigated to observe burning characteristic and to obtain burning velocity. Change of thrust force and the amount of energy loss following scale down at micro combustion chamber were estimated by numerical simulation based on empirical data and through the calculation normalized specific impulses were compared to figure out the efficiency of combustion chamber.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.739-745
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• 2017

ADN 기반 고성능 친환경 단일추진제 추력기는 독성의 하이드라진을 대체하기 위해 유럽 등지의 우주 선진국에서 활발히 연구 중에 있으며, 고성능 친환경 단일추진제 중 유일하게 우주 환경에서 시험을 통해 검증을 수행한 바 있다. 본 연구에서는 ADN 기반 고성능 친환경 단일추진제 추력기의 국내 자체 개발을 위해 추진제 및 분해 촉매를 합성하고, DSC-TG 분석을 통해 추진제의 촉매 연소 성능을 검증했다. 또한 5 N 급 액체 단일추진제 추력기를 활용하여 연소 시험을 수행하여 추진제의 촉매 연소를 확인했다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제13권6호
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• pp.1180-1187
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• 2010

In the last decade, hydrogen peroxide has received renewed interest as a green propellant which is non-toxic, environmentally clean and relatively easy to handle. This study was performed to acquire the design technique and combustion performance of a 200N bi-propellant engine using hydrogen peroxide and kerosene. The engine which used a catalytic ignition method was designed and cold flow tests were carried out to investigate atomization characteristics. Combustion tests including a pulse mode operation were performed to investigate the combustion performance on various O/F ratios. The results showed that the combustion efficiency and the repeatability of the engine performance were enough to use as an essential database for the development of a high performance engine.

• 한국추진공학회지
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• 제21권2호
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• pp.26-31
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• 2017

고체 추진제의 환경적 문제는 고체 로켓에서 중요한 이슈로 부각되고 있다. 예를 들어 고체추진제의 산화제인 ammonium perchlorate (AP)는 염산과 같은 독성 가스와 대기 오염을 발생시켜 환경적 문제를 야기한다. 산화제 중 N-guanylurea dinitramide (GuDN)는 높은 성능과 압력 지수를 가지고 있으며, 가스발생기 추진제에서 연소하는 동안 친환경적인 연기를 배출하는 성질을 가지고 있기 때문에 환경친화적으로 효과적인 후보 물질이다. 본 논문에서는 가스발생기 추진제로서 특성에 대하여 이론적 분석, 추진제 제조공정성, 추진제 경도 특성 및 연소특성에 대하여 연구하였다.

• Tribology and Lubricants
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• 제24권6호
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• pp.349-354
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• 2008

An inter-propellant seal (IPS) for high thrust turbopump is designed. With given operating conditions and requirements, the inter-propellant seal is designed to satisfy the leakage characteristics which is less than 0.1% of normal flow rate of pumps. A numerical analysis is developed to predict the leakage flow rate. The results show that the maximum leakage of LOX and kerosene are less than 0.1% of normal flow rate of pumps, respectively. Based on the numerical analysis results, the detail of IPS is performed. Finally a prototype of IPS is manufactured to perform sets of performance tests in the near future.