연소기 및 노즐 내열성능 향상을 위한 다층 내열 코팅 기술 개발

이정섭(Jeongsub Lee),권민찬(Minchan Kwon),진정근(Jungkun Jin),신윤철(Shin Yoon Cheol) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11

블렌딩 기법을 적용한 과산화수소 추진제의 저장성 및 재료 적합성 평가

이정섭(Jeongsub Lee),장동욱(Dongwuk Jang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회지 Vol.16 No.5

침식연소 현상을 고려한 고체 모터 내탄도 성능 예측

이정섭(Jeongsub Lee),진정근(Jungkun Jin),김신회(Shinhoe Kim),박재범(Jaebeom Park),이방업(Bangeop Lee),정규동(Gyoodong Jung) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

고체 로켓 모터의 경우 침식연소 현상에 의해 연소속도의 변화가 발생할 수 있는 가능성이 있다. 이러한 침식연소 현상이 발생할 경우 압력 거동이 달라지기 때문에 내탄도 성능은 물론 구조적 안정성에도 큰 영향을 끼친다. 따라서 침식연소 현상이 발생하는 고체 로켓 모터의 경우 내탄도 성능 해석을 수행함에 있어서 침식연소 효과를 적용하여야 한다. 본 논문에서는 Lenoir & Robillard 모델식을 적용하여 침식연소 현상을 예측하기 위해 침식연소 모사모타의 제작, 시험 및 분석을 수행하였으며, 이를 토대로 침식연소 모델링을 수행하였다. 침식연소 모사모타는 세장비를 충분히 크게 설계하였으며, DBST 센서를 적용하여 연소관 위치별로 압력을 측정하였다. 시험 결과 침식연소 현상이 발생함을 확인하였으며, 이를 통해 침식연소 모델링을 적용한 내탄도 성능 예측을 수행할 수 있었다. The burning velocity is able to be varied due to the erosive burning in the case of solid rocket motor. The internal ballistic performance as well as structural safety can be affected if the erosive burning phenomenon is occurred since the pressure inside the motor is varied. Therefore, the erosive burning should be considered in the case of internal ballistic analysis of solid rocket motor if the erosive burning is expected. In this paper, Lenoir & Robillard model was applied to estimate the erosive burning phenomenon, and erosive burning induced motor was designed, tested, and the results was analyzed. The ratio of length to diameter was designed as large enough to induce the erosive burning, and the DBST sensor was applied to measure the pressure at each point on the motor case. The erosive burning was confirmed from test results, and the estimation of internal ballistic performance was accomplished adapting erosive burning model.

과산화수소 분해반응을 이용한 초소형 추력기 성능평가

이정섭(Jeongsub Lee),안성용(Sungyong An),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2007 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2007 No.4

과산화수소 추력기용 촉매의 건조 조건 변화에 따른 성능 변화

이정섭(Jeongsub Lee),안성용(Sungyong An),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5

과산화수소를 일원 추진제로 사용하는 추력기용 촉매의 건조 조건에 따른 성능 변화에 대한 실험을 수행하였다. 사용한 촉매는 백금이며 촉매 지지체는 펠렛 타입의 알루미나이다. 일반적인 촉매 제작 방법인 증발건조법을 사용하였으며, 이 때 건조 조건에 따른 촉매의 성능을 평가하였다. 촉매 제작 조건 중 pH 값이 낮은 경우 촉매 제작이 유리하였기 때문에 다양한 산성 용액에서 촉매를 담지 해 실험을 수행하였다. 건조 온도는 각각 25, 50, 70, 90 ℃이며 실험 결과 90 ℃에서 건조한 경우 높은 성능을 보임을 알 수 있었다. 이는 빠른 증발속도로 인해서 백금이 결정화를 이루지 못하고 고르게 분산되었기 때문으로 판단된다. In this paper, performance evaluation of catalyst for hydrogen peroxide thruster with drying condition is described. Platinum was selected as a catalyst, and alumina of pellet type was chosen as a catalyst support. Evaporation method known as general method for catalyst production was used to make the catalyst. From previous experiments, it is favorable during catalyst making process that solution of active material has low pH level. Therefore, some kinds of low pH level solution had been tested. The drying temperatures are 25, 50, 70, and 90 ℃. From experiemental resutls, it shows better performance that drying temperature was 90 ℃ since the catalyst particle could not be crystallized but be evenly spreaded out due to the rapid evaporation of solvent.

촉매 담지 조건의 변화에 따른 초소형 추력기의 성능평가

이정섭(Jeongsub Lee),안성용(Sungyong An),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11

초소형 추력기의 최적화를 위한 연구로 촉매 담지 조건을 변화시키면서 성능 평가를 실시하였다. 촉매의 담지 조건 중 촉매 전구체를 용해시키는 전해물질의 산성도를 변화시켰다. 또한 각각의 경우에 대해 건조 조건을 달리하면서 이에 따른 성능 평가를 실시하였다. 이를 통해 촉매 담지 조건이 추력기 성능에 미치는 영향을 알아보았다. 추진제로는 90wt% 과산화수소를 사용하였으며, 높은 분해 성능을 보이는 백금을 촉매로 사용하였다. 초소형 추력기의 목표 추력은 0.1N이며 성능 평가를 위해서 특성속도 효율과 온도 효율을 사용하기로 하였다. A performance of micro thruster was measured with catalyst bed that was prepared by different catalyst loading condition for the optimization of catalyst bed size. Among the catalyst loading conditions, pH level of precursor solution was changed by several solutions like Nitric acid or Sodium hydroxide. For the each case, it was heated at different drying temperatures that can affect the phase of catalyst loaded on support. From these results, it was studied that the effect of catalyst loading condition on the performance. 90wt% hydrogen peroxide was used as a monopropellant, and platinum was chosen as a catalyst. Characteristic velocity efficiency and temperature efficiency were used for the performance evaluation.

HAN/메탄올 추진제를 사용하는 1 N급 추력기 성능 평가

이정섭(Jeongsub Lee),허정무(Jeongmoo Huh),조성준(Sungjune Cho),김수현(Suhyun Kim),박성준(Sungjun Park),김수겸(Sukyum Kim),권세진(Sejin Kwon) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.4

이온성 액체 추진제인 HAN은 무독성의 높은 저장성을 갖는 단일 추진제로서 메탄올을 혼합하여 비추력을 향상시켜 하이드라진을 대체할 수 있을 있다. HAN은 하이드록실아민과 질산의 산-염기 반응을 통해 합성하며, 메탄올과 8.2:1의 비율로 혼합한다. HAN의 분해를 위해서 이리듐 촉매를 사용하며, 하나의 오리피스를 갖는 1 N급 추력기를 사용하여 HAN/메탄올 추진제의 성능 평가를 수행하였다. 메탄올 연소로 인해 반응 생성물의 온도가 높기 때문에 디스트리뷰터의 열적 안정성을 향상시키기 위해 세라믹 재료를 적용하였다. 완전한 분해를 위해서는 최소 400℃의 예열 온도를 필요로 하였다. 높은 C<SUP>*</SUP> 효율을 얻기 위해서는 가압 압력이 높아져야 했으며, 이로 인해 촉매 상단의 분해 성능이 저하되면서 전체 추력기 성능 저하가 유발되었다. 이를 해결하기 위해 미세한 금속 메쉬를 인젝터후단에 삽입하여 추진제의 분무 특성을 향상시켰으며, 실험 결과 촉매의 성능 저하 현상이 개선되었음을 확인하였다. The HAN which is an ionic liquid is a non-toxic monopropellant with high storability, and its specific impulse can be increased by blending methanol, thereby it can substitute the hydrazine. The HAN was synthesized by acid-base reaction of hydroxylamine and nitric acid, and the blending ratio of HAN and methanol is 8.2:1. The iridium catalyst was used to decompose the HAN, and 1 N class thruster with shower head type injector having one orifice was used to evaluate the HAN/Methanol propellant. The thermal stability of distributor was increased by using ceramic material to endure the high temperature of product gas. The preheating temperature of catalyst should be 400℃ at least for the complete decomposition. The feeding pressure should be increased to increase the C<SUP>*</SUP> efficiency, thereby the decomposition performance was decreased upstream catalyst, and the performance of thruster was decreased. The fine metal mesh was inserted after the injector to improve the atomization of propellant, thereby it can settle the performance decrease problem. The phenomenon of performance decrease was remarkably improved owing to the insertion of fine metal mesh.

절삭 노즐 적용 추진기관의 추력 손실

이정섭(Jeongsub Lee),박재범(Jaebum Park),이상연(Sangyon Lee) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

무기체계 운용 방식으로 인해 추진기관의 노즐이 축방향과 일정한 각도를 갖게 될 경우 노즐 출구 형상이 전체 외형의 형상에 부합되도록 설계하기 위해서 절삭을 하게 되는 경우가 발생하게 된다. 이러한 절삭 노즐의 경우 비절삭 노즐에 비해 필연적으로 추력 손실이 발생하게 된다. 설계 단계에서 이러한 추력 손실을 모사하기 위해서는 유동해석을 통한 계산이 필요하며, 해석을 통해 계산한 추력 손실을 검증하기 위해 연소시험을 수행하였다. 절삭 노즐과 비절삭 노즐을 비교시험한 결과 유동해석을 통해 계산한 추력 손실은 약 16.6%이며 시험에서 도출된 추력 손실은 약 15.0%로 나타남을 확인하였다. The nozzle exit shape is scarfed according to the external shape of missile when the nozzle axis should be canted from missile axis due to missile system application. There is inevitable thrust loss for the scarfed nozzle comparing to non-scarfed nozzle. The numerical analysis is necessary to calculate the thrust loss in design process, and ground tests of rocket motor were performed to verify the calculation results. From the comparison of non-scarfed nozzle and scarfed nozzle experiment results, the thrust loss from calculation was about 16.6% and that from experiments was about 15.0%.

고체 로켓 모터 유동-구조 연성 해석을 위한 침식연소 모델링

이정섭(Jeongsub Lee),진정근(Jungkun Jin),김신회(Shinhoe Kim),정규동(Gyoodong Jung) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회지 Vol.20 No.4

블렌딩 기법을 적용한 과산화수소 추진제의 저장성 및 재료 적합성 평가

이정섭(Jeongsub Lee),장동욱(Dongwuk Jang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

친환경 추진제인 과산화수소의 성능 향상을 위해 블렌딩 기법을 적용하였다. 90 wt.% 과산화수소에 독성이 낮은 에탄올을 블렌딩 하였으며, 저장성 평가 결과 연료에 의한 저장성 저하는 나타나지 않았다. 재료 적합성 및 내열 평가 결과 Inconel X750과 Topheat A가 높은 적합성과 내열 특성을 보였으며, SUS 316L 역시 적합성이 우수하였다. 내열 특성 향상을 위해 Al2O3, Y2O3, ZrO2를 코팅 후 내구성 평가를 수행한 결과, Y2O3 코팅은 사용이 부적합하였으며, 재료의 사용 가능 온도가 코팅의 접착성과 관련이 있음을 확인하였다. 블렌딩 기법을 통한 성능 향상을 확인하기 위해 추력기 실험을 진행하였으며, 실험 결과 반응기 온도가 870 ℃로, 90 wt.% 과산화수소의 단열 분해 온도인 760 ℃ 보다 높음을 확인하였다. Blending method was applied to increase the performance of hydrogen peroxide which is called green propellant. 90 wt.% hydrogen peroxide was blended with ethanol which is less toxic fuel, and there was no storability decrease due to fuel addition. Inconel X750 and Tophet A showed good compatibility and high heat resistance, and SUS 316L was compatible. Al2O3, Y2O3, and ZrO2, were coated on the material to improve heat resistance, and it was proved from endurance test that Y2O3 coating is not suitable and adhesive strength between coating and material is related with allowable temperature of material. Thruster test was performed to confirm the performance increase by blending method, and chamber temperature was 870 ℃ which is higher than 760 ℃ that is adiabatic chamber temperature of 90 wt.% hydrogen peroxide.