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반응성 첨가제 농도에 따른 과산화수소 기반 저독성 접촉점화성 추진제의 점화지연 시험평가
랑성민,김규섭,권세진 항공우주시스템공학회 2020 항공우주시스템공학회지 Vol.14 No.3
A study on the H2O2 based low toxic hypergolic propellant was conducted. The fuel candidates were chosen as a mixture of Amine solvent and reactive additive. The analytical performance was calculated via the NASA CEA code and 96% Isp of the NTO/UDMH was confirmed. The ignition delay measurement with drop test was performed and all candidates showed less than 10 ms in the best performance cases. Based on these results, the feasibility of high response H2O2 based low toxic hypergolic propellant was confirmed. 기존 독성 접촉점화성 추진제를 대체할 수 있는 과산화수소 기반 저독성 접촉점화성 추진제에 대한 연구를 수행하였다. Amine 계열 용매와 반응성 첨가제를 이용한 연료 후보군을 선정하고 이들에 대해 CEA code를 이용한 성능해석을 통한 이론적 비추력을 산출하였으며, Drop test를 통해 점화지연을 측정하였다. 해석 결과 산화제 농도 95 wt% 기준 NTO/UDMH 대비 96% 수준의 비추력이 확인되었으며 3종의 연료 후보 모두 10ms 이내의 짧은 점화지연이 확인되었다. 이를 통해 고응답 저독성 접촉점화성 추진제의 개발 가능성이 확인되었으며 향후 비추력과 점화지연 관점의 첨가제 농도 최적화에 대한 연구 필요성을 확인하였다.
랑성민(Seongmin Rang),안성용(Sungyong An),권혁모(Hyuckmo Kwon),권세진(Sejin Kwon) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.3
고농도 과산화수소는 별도의 산화제가 필요치 않은 단일추진제로써 상온에서 액상인 장점이 있어 다양한 장치의 추진제로 이용되고 있다. 본 연구에서는 상온에서의 시동 성능 보완을 위해 이원 촉매층을 이용한 실험적인 연구를 수행하였다. 상온에서의 뛰어난 성능을 바탕으로 K₂MnO₄를 도입부의 촉매로 선정하였으며 이를 위해 알루미나 졸-겔법을 이용한 새로운 코팅법을 개발하였다. 가스발생기를 이용한 반응실험을 통해 설계유량에 적합한 기화기의 길이를 결정하였고 이를 이용한 이원 촉매 가스발생기의 성능평가를 수행하였다. 성능평가 결과, l0℃ 이하의 용도에서 냉시동(cold-start)에 성공하였으며 높은 분해효율을 확인하였다. The rocket grade hydrogen peroxide has been widely used as a monopropellant in propulsion systems. In the present paper, we described an experimental study of a catalytic reactor that employs two stage catalyst beds to enhance the low temperature performance of the reactor inlet. K₂MnO₄ was chosen as the catalyst for the initial stage of the reactor bed for its superior behavior in the low temperature regime. Alumina sol-gel method was successfully applied for coating K₂MnO₄ on a reactor bed of cordierite monolith. LSC was used for the catalyst of the second stage of the reactor. The reactor with combined catalyst beds was built and tested to exhibit superior performance in low temperature regime and high decomposition efficiency.
정준영(Junyeong Jeong),이승호(Seungho Lee),랑성민(Seongmin Rang),임현준(HyeonJun Im),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.11
접촉점화성 하이브리드 추진 시스템은 높은 고체 연료 저장성으로 인해 운용 및 개발 비용을 낮추고 유사 시 빠르게 발사 준비를 마칠 수 있다. 본 논문에서는 접촉점화성 하이브리드 추진 시스템의 국내외 기술 수준을 소개하고, 해당 시스템의 우주 탐사 및 국방 분야 활용 방안에 대해 다룬다. 접촉점화성 하이브리드 추진 시스템은 심 우주 탐사 분야에서의 이착륙 추진 모듈로 활용할 수 있는 가치가 높으며, 이에 활용하기 위한 복합 구조 접촉점화성 고체 연료를 개발 및 검증하였다. 국방 분야에서는 직격 요격체의 궤도천이 및 자세제어 추진 시스템으로 활용될 수 있으며, 이를 가정하여 직격 요격체의 예비 추진 시스템 설계를 수행하였다. Hypergolic hybrid propulsion system lowers operating and development costs and can be ready for launch immediately in emergency due to the low-temperature storability of solid fuel. This paper introduces the domestic and international technology level of the hypergolic hybrid propulsion system and discusses ways to utilize it in space exploration and military fields. The hypergolic hybrid propulsion system has high potential for use as a descending and ascending mission of planets in the field of deep space exploration, and a composite hypergolic solid fuel for its use was developed and verified. In the military field, it can be used as an divert and attitude control system for the multiple kill vehicle, and the preliminary propulsion system design for it was performed.