인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진의 분해촉매에 대한 연소성능을 실제 지상연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 촉매 연소특성을 시험하였다. 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 2회에 걸쳐 측정한 결과 각각 평균 25msec, 2%, $704^{\circ}C$으로 만족할 만한 결과를 얻었다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황과 분해성능 시험 결과를 설명하였다.
인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진의 분해촉매에 대한 연소성능을 실제 지상연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 촉매 연소특성을 시험하였다. 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 2회에 걸쳐 측정한 결과 각각 평균 25msec, 2%, $704^{\circ}C$으로 만족할 만한 결과를 얻었다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황과 분해성능 시험 결과를 설명하였다.
Hot firing performance test of hydrazine decomposition catalyst used for monopropellant thruster of satellite and launch vehicle was performed on the ground. A test equipment for hot firing performance measurement of catalyst test was developed in collaboration with Hanwha Corp., and the catalyst fi...
Hot firing performance test of hydrazine decomposition catalyst used for monopropellant thruster of satellite and launch vehicle was performed on the ground. A test equipment for hot firing performance measurement of catalyst test was developed in collaboration with Hanwha Corp., and the catalyst firing performance were tested with the equipment. After a reaction delay time, a catalyst activity and a granule stability were measured for 2 times, satisfactory results were obtained such as 25msec, 2%, $704^{\circ}C$ for each test items on the average. In addition, the current development status of domestic prototype catalyst and its decomposition performance test results are presented.
Hot firing performance test of hydrazine decomposition catalyst used for monopropellant thruster of satellite and launch vehicle was performed on the ground. A test equipment for hot firing performance measurement of catalyst test was developed in collaboration with Hanwha Corp., and the catalyst firing performance were tested with the equipment. After a reaction delay time, a catalyst activity and a granule stability were measured for 2 times, satisfactory results were obtained such as 25msec, 2%, $704^{\circ}C$ for each test items on the average. In addition, the current development status of domestic prototype catalyst and its decomposition performance test results are presented.
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문제 정의
촉매의 연소성능을 평가하기 위한 시험장 치중 연료 공급장치 및 반응기를 자체적으로 설계 및 제작하였으며, 지상연소시험을 통하여 장비의 성능 및 위성용 추력기 촉매의 성능을 확인할 수 있었다. 또한 현재 진행 중인 촉매 국산화 개발의 배경과 더불어 시제품의 분해반응 시험에 대한 고찰을 하였다.
본 논문에서는 위성 및 발사체의 단일추진제 추력기에 사용되는 이리듐 촉매의 연소성능을 평가하기 위한 시험장치의 개발에 대한 전반적인 요약뿐만 아니라, 실제 다목적실용위성에 사용된 촉매에 대한 성능평가시험 및 결과에 대하여 기술하였다. 촉매의 연소성능을 평가하기 위한 시험장 치중 연료 공급장치 및 반응기를 자체적으로 설계 및 제작하였으며, 지상연소시험을 통하여 장비의 성능 및 위성용 추력기 촉매의 성능을 확인할 수 있었다.
본 논문에서는 촉매의 연소성능특성을 평가하기 위한 촉매시험장치의 개발과 해당 시험 장비를 이용해 인공위성용 단일추진제 추력기에 사용되는 이리듐 촉매의 연소성능을 시험해 봄으로써 그 특성에 대하여 고찰하였다. 또한 현재진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황을 간략히 요약하였다.
제안 방법
주입기는 여러 개의 주입구멍을 가지는 Shower Head 형상으로 설계하였으며, 이때 Table 2에 제시한 반응기의 설계조건과 Eq. 1을 이용해 연료가 주입기를 통과할 때 촉매대 압력의 10~20%의 압력강하가 발생하도록 고려하였다. Fig.
주력하였다. 그 결과 총 io회의 국산화 촉매의 시제품(Fig. 9)을 개발하였으며, 단일추진제와의 분해반응에 대한 검증시험을 수행하였다.
반응기에 연료를 공급하기 위해 사용된 솔레노이드 밸브의 개폐시간은 10msec 이하이며 촉매 대의 압력은 촉매대 옆에 장착된 압력변환기를 통해 측정하였다. 촉매대의 온도와 반응이 끝난 후에 솔레노이드 밸브 쪽으로 열이 전도되는 현상인 Heat Soak-Back현상을 관찰하기 위하여 K-type의 열전대를 장착하여 온도를 실시간으로 측정하였다.
첫 번째는 촉매대 출구(또는 벽)의 온도를 측정하는 방법이고 다른 한 가지는 정해진 양의 연료를 공급했을 때 촉매대에서 발생하는 연소 가스의 양(Volume)을 측정하는 방법이다. 본 시험에서는 촉매대 벽의 온도를 측정하는 방법을 사용하였다.
연소성능시험에 사용된 추진제는 단일추진제급 하이드라진(98.5% min.)[3]이며, Solvay사의 KC12GA 촉매에 대해 성능시험을 수행하였다. 60±10초의 시험시간에 대해 총 2회의 결과를 측정하였으며, Fig.
이를 위해 실제 반응이 일어나는 반응기에 원하는 압력으로 연료를 공급하고 제어하며, 시험 도중에 발생하는 온도 및 압력 등의 데이터를 원격으로 측정이 가능한 촉매 연소 시험 장치를 (주)한화와 공동으로 개발하였으며, 실제 다목적실용위성에 사용된 이리듐 촉매에 대해 시험을 수행함으로써 연소성능을 측정하였다. 이때 사용된 추진제는 다목적실용위성용 단일추진제급 하이드라진을 추진 제로 사용했으며, 시험장치는 크게 추진제 가압/공급장치, 반응기 (Reactor) 및 데이터 획득 및 제어 장치 3부분으로 구성되도록 개발하였다.
이때 하이드라진 추진제를 안전하게 장비에 충전하고 배출할 수 있어야 하며, 유량계를 이용하여 반응시험 시 사용되는 추진제의 양을 측정한다. 또한 압력변환기를 이용하여 촉매반응 기로.
요구된다. 이를 위해 실제 반응이 일어나는 반응기에 원하는 압력으로 연료를 공급하고 제어하며, 시험 도중에 발생하는 온도 및 압력 등의 데이터를 원격으로 측정이 가능한 촉매 연소 시험 장치를 (주)한화와 공동으로 개발하였으며, 실제 다목적실용위성에 사용된 이리듐 촉매에 대해 시험을 수행함으로써 연소성능을 측정하였다. 이때 사용된 추진제는 다목적실용위성용 단일추진제급 하이드라진을 추진 제로 사용했으며, 시험장치는 크게 추진제 가압/공급장치, 반응기 (Reactor) 및 데이터 획득 및 제어 장치 3부분으로 구성되도록 개발하였다.
지상연소시험 후 촉매대에 남아있는 촉매의 양을 계량하여 이를 시험전 촉매대의 촉매량과 비교한다. 이때 손실되는 무게차가 촉매의 Loss+ Fine 값이 된다.
통해 측정하였다. 촉매대의 온도와 반응이 끝난 후에 솔레노이드 밸브 쪽으로 열이 전도되는 현상인 Heat Soak-Back현상을 관찰하기 위하여 K-type의 열전대를 장착하여 온도를 실시간으로 측정하였다. Fig.
대상 데이터
반응기의 재질은 Haynes 25라는 특수내열합금을 사용하여 고온에서 촉매대의 압력을 견디도록 제작되었다. Fig.
성능/효과
Table 3은 위성용 추력기 촉매의 성능을 규정한 미국 TRW 사의 MT4-1[1]에 규정된 촉매의 연소성능 요구 조건 및 시험 결과를 나타낸다. 2회의 시험결과 모두 MT4-1의 촉매의 연소성능을 만족함을 알 수 있다.
1을 이용해 연료가 주입기를 통과할 때 촉매대 압력의 10~20%의 압력강하가 발생하도록 고려하였다. Fig. 6과 같이 수류시험을 통하여 압력강하를 측정한 결과[2] 약 17.7%의 압력강하가 발생함을 확인하였다.
이러한 검증시험 과정 결과를 바탕으로 현재는 안정성이 개선된 약 80g의 촉매를 제조하였으며(Fig. 11(c)), 개발된 촉매 연소성능 평가 장치를 이용해 촉매의 연소성능 특성에 대한 성능시험을 진행 중이다.
촉매 개발 초기 단계에서의 분해반응 검증은 유럽 Astrium사의 플라스크를 이용한 간이식 방법에 따라 Solvay사의 KC12GA와 비교시험을 수행하였으며, 시험 결과 점화지연 (Ignition Delay)은 KC12GA와 시제품인 ICNU가 거의 유사한 30ms 미만이었으나 그래뉼(Granule)의 안정성 면에서는 KC12GA에 비해 ICNU이 일부 개선을 요구하는 것으로 나타났다. Fig.
8은 시험결과 측정된 추진제주입압력, 촉매대 압력 및 촉매대의 온도를 나타낸다. 촉매대 후단의 압력은 평균 160psi로 설계압력을 만족함을 알 수 있으며, 추진제 주입압력은 밸브가 닫힌 상태에서 250psig를 유지하다가 밸브 개방시 유량의 증가로 인해 순간적으로 낮아진 후 다시 상승하여 시험을 수행하는 동안 약 240psig으로 일정한 값을 유지함을 알 수 있다.
촉매의 연소성능을 평가하기 위한 시험장 치중 연료 공급장치 및 반응기를 자체적으로 설계 및 제작하였으며, 지상연소시험을 통하여 장비의 성능 및 위성용 추력기 촉매의 성능을 확인할 수 있었다. 또한 현재 진행 중인 촉매 국산화 개발의 배경과 더불어 시제품의 분해반응 시험에 대한 고찰을 하였다.
후속연구
본 연구를 통하여 개발된 장비 및 경험은 향후 국가 중장기 우주개발 계획에 따라 우주 비행체 추력기용 촉매의 국산화 개발에 활용될 예정이며, 이러한 우주산업에 관련된 시험장비의 개발 및 시험평가기술은 향후 국내의 위성 및 발사체 개발사업에 큰 기여가 되리라 예상된다.
11(c)), 개발된 촉매 연소성능 평가 장치를 이용해 촉매의 연소성능 특성에 대한 성능시험을 진행 중이다. 연소성능 시험의 결과를 통해 품질향상을 꾀함으로써 최종적으로는 실제 인공위성에 사용될 수 있는 비행모델 급의 촉매개발을 목표로 연구를 진행할 예정이다.
참고문헌 (5)
Material Specification MT4-1D, "Catalyst for Monopropellant Decomposition of Hydrazine", TRW, Inc., 1973
Ronald W. Humble, Gary N. Henry and Wiley J. Larson, "Space Propulsion Analysis and Design", McGraw-Hill
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