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한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.16 no.6 = no.73, 2012년, pp.48 - 55
김종현 (부경대학교 대학원 에너지시스템공학과) , 정훈 (부경대학교 대학원 에너지시스템공학과) , 김정수 (부경대학교 기계공학과)
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An ambient hot-firing test was carried out for the hydrazine thruster which may be employed in the space launch vehicles. The thruster is designed to produce 67 N (15
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| 핵심어 | 질문 | 논문에서 추출한 답변 |
|---|---|---|
| 우주 발사체 자세제어용 추력기에 적용할 수 있는 추진제는 어떻게 구별되는가? | 우주비행체의 궤도기동 및 자세제어용으로 널리 사용되는 추력기는 작동 신뢰도, 비추력(specific impulse), 펄스(pulse) 및 연속추력 작동 성능이 담보되어야 하며, 경제성, 안전성 등이 추가적으로 고려되어야 한다. 우주 발사체 자세제어용 추력기에 적용할 수 있는 추진제는 그 화학적 양태에 따라 냉기체(cold gas), 단일추진제(monopropellant), 이원추진제(bipropellant) 등으로 대별될 수 있다[1-3]. | |
| 우주 발사체 자세제어용 추력기에 적용할 수 있는 추진제 구별 시 각 부분의 특성은? | Table 1은 화학식 추력기 시스템의 특성을 나타낸다. 냉기체는 다른 시스템에 비하여 비추력이 매우 낮으며 추력조절(throttling)이 불가능하다. 반면, 단일추진제 및 이원추진제 시스템은 비추력성능이 우수하면서도 반복시동, 펄스모드 작동 및 추력조절이 용이하다는 장점이 있다. | |
| 추력기 개발 시 고려되야하는 요소들은 무엇이 있는가? | 우주비행체의 추진기관은 안정적인 추력발생 능력과 더불어 속도 및 정밀 자세제어능력이 요구되며, 이는 주 엔진 이외에 보조 추진시스템의 필요성을 대두시킨다. 우주비행체의 궤도기동 및 자세제어용으로 널리 사용되는 추력기는 작동 신뢰도, 비추력(specific impulse), 펄스(pulse) 및 연속추력 작동 성능이 담보되어야 하며, 경제성, 안전성 등이 추가적으로 고려되어야 한다. 우주 발사체 자세제어용 추력기에 적용할 수 있는 추진제는 그 화학적 양태에 따라 냉기체(cold gas), 단일추진제(monopropellant), 이원추진제(bipropellant) 등으로 대별될 수 있다[1-3]. |
Sutton, G. P., History of Liquid Propellant Rocket Engines, 1st Ed., AIAA, 2006
우주 발사체 자세제어용 추력기에 적용할 수 있는 추진제는 그 화학적 양태에 따라 냉기체(cold gas), 단일추진제(monopropellant), 이원추진제(bipropellant) 등으로 대별될 수 있다[1-3].
이러한 단점과 낮은 성능 등에 기인하여, 우주비행체 추진시스템은 액체추진제 추력기 시스템으로 급속히 대체되었다[1].
한국추진공학회, 항공우주 추진기관 개론, 한티미디어, 2008
우주 발사체 자세제어용 추력기에 적용할 수 있는 추진제는 그 화학적 양태에 따라 냉기체(cold gas), 단일추진제(monopropellant), 이원추진제(bipropellant) 등으로 대별될 수 있다[1-3].
Characteristics of chemical space propulsion system[2]
Sutton, G. P., Rocket Propulsion Elements, 8th ed., John Wiley & Sons Inc., 2010
우주 발사체 자세제어용 추력기에 적용할 수 있는 추진제는 그 화학적 양태에 따라 냉기체(cold gas), 단일추진제(monopropellant), 이원추진제(bipropellant) 등으로 대별될 수 있다[1-3].
김정수, 정 훈, 감호동, 서항석, 서 혁, "우주 비행체 궤도기동/자세제어용 추력기의 개발과 발사체에의 활용현황," 한국추진공학회지, 제14권, 제6호, 2010, pp.103-120
Kim, J. S., Park, J., Kim, S., Choi, J., and Jang, K. W., "Test and Performance Evaluation of Small Liquid-monopropellant Rocket Engines," AIAA-2006-4388, 2006
이에 따라, 본 연구팀은 중․대형급 하이드라진 추력기의 체계소요에 대비하여, 4.5 N급 추력기(MRE-STD-1) 및 그 핵심부품의 성능평가기술에 대한 연구뿐만 아니라 10~1,000 N 대역의 추력기 군에 대한 설계 기술을 구축 중에 있다[5-17].
Kim, J. S., Kim, J. S., Jung, H., Park, J., Kim, S., and Jang, K. W., "A Study on the Spray Characteristics of a Liquid-Propellant Thruster Injector by PIV/PDA Optical Measurements," 5th Joint ASME/JSME Fluid Engineering Conference, FEDSM2007-37105, 2007
이에 따라, 본 연구팀은 중․대형급 하이드라진 추력기의 체계소요에 대비하여, 4.5 N급 추력기(MRE-STD-1) 및 그 핵심부품의 성능평가기술에 대한 연구뿐만 아니라 10~1,000 N 대역의 추력기 군에 대한 설계 기술을 구축 중에 있다[5-17].
Kim, J. S., Jung, H., Kim, J. S., Park, J., Su, H., and Jang, K. W., "Quasi-3D Visualization of the Dynamic Behavior of Injector-Generated Spray Droplets by Dual-Mode Phase Doppler Anemometry," 7th JSME-KSME Thermal and Fluid Engineering Conference, 2008
이에 따라, 본 연구팀은 중․대형급 하이드라진 추력기의 체계소요에 대비하여, 4.5 N급 추력기(MRE-STD-1) 및 그 핵심부품의 성능평가기술에 대한 연구뿐만 아니라 10~1,000 N 대역의 추력기 군에 대한 설계 기술을 구축 중에 있다[5-17].
Kim, J. S., Kim, J. S., "A Characterization of the Spray Evolution by Dual-mode Phase Doppler Anemometry in an Injector of Liquid-propellant Thruster," JMST, Vol. 23, No. 6, 2009, pp.1637-1649
이에 따라, 본 연구팀은 중․대형급 하이드라진 추력기의 체계소요에 대비하여, 4.5 N급 추력기(MRE-STD-1) 및 그 핵심부품의 성능평가기술에 대한 연구뿐만 아니라 10~1,000 N 대역의 추력기 군에 대한 설계 기술을 구축 중에 있다[5-17].
Jung, H., Kim, J. H., Kim, J. S., "Spray Characteristics under Various Injection Conditions for Nonimpinging-type Injector Utilized in 70 N-class Hydrazine Thruster," AJCPP2012-141, 2012
이에 따라, 본 연구팀은 중․대형급 하이드라진 추력기의 체계소요에 대비하여, 4.5 N급 추력기(MRE-STD-1) 및 그 핵심부품의 성능평가기술에 대한 연구뿐만 아니라 10~1,000 N 대역의 추력기 군에 대한 설계 기술을 구축 중에 있다[5-17].
Kam, H. D., Kim, J. S., Lee, J. W., and Kim, I. T., "Performance Analysis for the Design Optimization of a Thruster Nozzle Used for Ground Firing Test," AJCPP2012-143, 2012
이에 따라, 본 연구팀은 중․대형급 하이드라진 추력기의 체계소요에 대비하여, 4.5 N급 추력기(MRE-STD-1) 및 그 핵심부품의 성능평가기술에 대한 연구뿐만 아니라 10~1,000 N 대역의 추력기 군에 대한 설계 기술을 구축 중에 있다[5-17].
DOD(USA), "Performance Specification (Propellant, Hydrazine)," MIL-PRF-26536F, 2011
추력기에는 이리듐․알루미나 촉매가 충전되었으며, MIL-PRF-26536F[19]에 따른 순도 99.09%의 단일추진제급(98.5% min) 하이드라진이 연소시험시의 추진제로 사용되었다.
Hill, P., Peterson, C., Mechanics and Thermodynamics of Propulsion, 2nd Ed., Pearson, 2010
John, J., Keith, T., Gas Dynamics, 3rd Ed., Pearson, 2006
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