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망간 담지량에 따른 과산화수소 분해 촉매 활성 비교 분석
강신재(Shinjae Kang),장동욱(Dongwook Jang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
과산화수소 분해 촉매의 망간 담지량에 따라 촉매 활성이 어떻게 달라지는지 비교 분석하였다. 단일 추진제 추력기를 위한 촉매는 단위 부피당 분해할 수 있는 추진제 유량이 큰 것이 바람직하다. 왜냐하면 촉매의 활성이 큰 경우 촉매대 부피를 감소시킬 수 있어 추력기 전체 질량을 감소시킬 수 있기 때문이다. 촉매에 담지된 활성물질은 실질적으로 과산화수소 추진제를 분해시키는 역할을 한다. 따라서 활성물질의 적정 담지량에 대해 연구할 필요가 있다. 본 연구에서는 촉매 지지체로 널리 쓰이는 감마 알루미나에 망간 산화물을 46 wt.%에서 136 wt.%까지 담지량을 변화시켜 드랍 테스트를 통해 촉매 활성을 비교하였다. 또한 BET, EDS 분석범을 통해 활성 변화 이유에 대해 고찰하였다. Reactivity change of hydrogen peroxide decomposition catalyst varied with manganese oxide loading rate was studied. It is appropriate that a catalyst for monopropellant thruster has high reactivity to decompose larger amount of propellant mass flow rate per unit catalyst volume. Because the catalyst has high reactivity, a size of catalyst bed could be reduced and it leads to decease of thruster mass. An active material, in this study manganese oxide, practically decomposes hydrogen peroxide propellant. Therefore, optimum loading rate of active material is needed to be studied. In this study, gamma alumina support and manganese oxide was used. Loading rate of manganese oxide was varied from 40 wt.% to 130 wt.%, drop test was performed to compare the reactivity of each loading rate. BET, EDS analysis was also conducted to explain reactivity change.
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강신재(Shinjae Kang),이정섭(Jeongsub Lee),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
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. Hydrazine which has been used as monopropellant shows high performance, but because of its high toxicity research for new green propellant that could replace hydrazine is going on. Ionic liquid propellant that is one of the green propellant has lower toxicity, higher specific impulse, and higher density than hydrazine. To design the thruster which use Hydroxylamine Nitrate (HAN) ,one of ionic liquid propellant, as a propellant, a quantity of catalyst for full decomposition of a propellant is needed. In this study, reference point for HAN thruster design could be suggested through a design of a small scale thruster which used HAN propellant, and propellant decomposition capability evaluation with characteristic velocity efficiency.
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강신재(Shinjae Kang),박철(Chul Park),정우석(Woosuk Jung),권태수(Taesoo Kwon),박주현(Juhyeon Park),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
램제트 기관은 공기흡입식 기관으로 고체 연료 로켓에 비해 몇 배 이상 높은 비추력을 제공할 수 있어 같은 연료 무게로 155 mm 화포의 사거리를 획기적으로 연장시킬 수 있다. 램제트 기관을 포로 발사할 경우 포구 초속이 약 Mach 3 이므로 추가적인 부스터가 필요치 않다. 특히 고체 연료 램제트 (Solid Fuel Ram Jet, SFRJ)는 어떠한 구동기관이 없어 발사 시 높은 충격을 받는 포탄에 적용하기에 좋다. 또한 하이브리드 로켓의 연소 현상과 유사한 SFRJ는 뛰어난 안전성을 가지고 있다. 본 연구에서는 155 mm 화포체계를 위한 포발사 램제트 추진탄을 비점성 유동을 가정하여 설계를 진행하였다. 사거리 연장과 고폭탄 탑재 용적 최대화하기 위해 이중 환형 형상의 연료 사이에 흡입된 공기가 연소되어 연소 면적을 최대화하는 새로운 연소실 형상을 제안하였다. 이러한 형상에 따라 설계변수를 변화시키며 사거리 83.6 km, 고폭탄 용적 3L를 가지는 155 mm 포발사 램제트 포탄 설계안을 도출하였다. Ramjet engine is air breathing engine, and it can provide specific impulse several times more than solid rocket motor so that the range of 155 mm howitzer is significantly extended using same weight of propellant. If the ramjet engine is gun-launched system, it does not require any other booster because muzzle velocity is near Mach 3. Especially solid fuel ramjet (SFRJ) does not have any moving part so that it is favorable for gun-launching system which is under high stress during launching. As SFRJ have similar combustion phenomena, SFRJ has acquired excellence in safety. In this paper, we design 155 mm gun launched ramjet propelled artillery shell with inviscid flow assumption. To extend the range and maximize high explosive volume, new combustion chamber geometry was proposed with duel annular type fuel in which combustion occurred between fuel. We conduct parameter study to design 155 mm gun launched ramjet propelled artillery shell which have the range more than 83.6 km, and 3 L of high explosive volume.
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과산화수소 분해 촉매 담지 조건에 따른 촉매 유효 수명 상대 비교
강신재(Shinjae Kang),이다혜(Dahae Lee),강홍재(Hongjae Kang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
일반적으로 단일추력기는 궤도 위에서 오랜 시간 머무르며 펄스 및 정상 작동 모드를 통해 궤도를 유지하는 역할을 한다. 단일추력기용 촉매는 자세제어에 요구되는 속도 증분을 신속히 제공할 수 있도록 높은 신뢰성을 확보하는 것이 중요하다. 따라서 촉매의 유효 수명이 충분히 확보되어야만 긴 임무 시간 동안 주어진 유량을 분해할 수 있다. 충분한 촉매 유효 수명 확보를 위해 촉매 담지 조건 선정에 유의할 필요가 있다. 촉매 담지 조건은 촉매 활성물질과 촉매 제작 공정에 따라 달라진다. 본 연구에서는 이산화망간 촉매, 열처리한 이산화망간 촉매와 이산화망간 납 촉매의 촉매 유효 수명을 상대 비교하였다. 총 1분 동안 50 N 급 과산화수소 단일추력기 발사 시험을 통해 각 촉매의 유효수명을 측정하였다. 실험 결과 이산화망간이 가장 촉매 유효 수명이 길었으며, 과산화수소 단일추진제 추력기의 촉매로 실험군 중 가장 적합한 것으로 판단되었다. A monopropellant thruster play a role to maneuver the orbit of a space vehicle for a long period of time with a pulse and steady operation. A catalyst using in the thruster should offer outstanding reliability to provide the velocity increment required for long duration time. The longer catalyst effective life is advantageous to fully decompose the given mass flow rate using the mission. Thus it is necessary to examine the catalyst loading methods for improving the effective life of the catalyst. The catalyst loading is dependent on catalyst active material and manufacturing process. In this study, the catalyst effective life was relatively compared among the candidates; manganese dioxide catalyst, heat-treated manganese dioxide catalyst and manganese dioxide lead catalyst. The catalyst effective life of each catalyst was compared using 50N hydrogen peroxide monopropellant thruster firing test for one minute. Manganese dioxide catalyst is the most suitable for hydrogen peroxide monopropellant thruster because it has longer catalyst effective life.
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