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MEMS 공정을 이용한 마이크로 액체 추력기 배열체 제작
허정무,권세진,Huh, Jeongmoo,Kwon, Sejin 항공우주시스템공학회 2015 항공우주시스템공학회지 Vol.9 No.2
Micro planar type liquid propellant thruster was fabricated by MEMS manufacturing process for micro/nano satellites applications. 90 wt.% hydrogen peroxide was used as propellant and for propellant decomposition, Pt/Al2O3 was used as catalyst. Micro thruster structure was made by 5 photosensitive glasses patterned with thruster component profiles. Objective thrust was 50 mN and required hydrogen peroxide mass flow was 2.1 ml/min, which was supplied by syringe pump and teflon tube in experimental test. Performance test said that average steady thrust was approximately 30 mN, around 60% of objective thrust, and transient time was about 5 sec. It is estimated that extended response time was due to high thermal energy loss of micro scale thruster and low enthalpy input by propellant mass flow.
소형 사운딩 로켓 적용을 위한 H2O2/PE 하이브리드 로켓 시스템
허정무(Jeongmoo Huh),정상우(Sangwoo Jung),김영일(Youngil Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),최석민(Sukmin Choi),이재완(Jaewan Lee),송현기(Hyunki Song),김종학(Jonghak Kim),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
250 N 급 과산화수소/폴리에틸렌 하이브리드 로켓을 추진시스템으로 이용하는 캔 위성 발사를 위한 소형 과학로켓 설계가 진행되었다. 내탄도 계산을 통한 추진기관 성능예측, 추진기관 제작 및 지상성능 시험이 수행되었으며, 과학로켓 운용 고도 계산을 위한 궤적 시뮬레이션 코드가 작성되었고 공개 코드계산결과와 비교를 통하여 정확성이 검증되었다. 추진 기관의 지상 시험결과는 촉매점화방식으로 촉매반응기 외에 추가적인 점화시스템이 요구되지 않는 과산화수소/폴리에틸렌 하이브리드 로켓 시스템의 높은 점화 신뢰성과 간소화된 시스템 구성이 가능함을 보여주었으며, 설계된 하이브리드 소형 과학로켓은 궤적 시뮬레이션 결과 최대 고도 700m의 운용 가능성을 보여주었다. Small scale sounding rocket as CanSat carrier was conceptually designed using 250 N class H2O2/PE hybrid rocket. Propulsion system was manufactured and ground tested. Internal ballistics was calculated for performance estimation of the propulsion system. The performance test of the propulsion system was successfully conducted showing ignition reliability and system simplicity, using catalyst ignition hybrid rocket with blow-down feeding system. For flight simulation of the designed sounding rocket, trajectory code was developed and validated. The trajectory simulation was conducted with expected altitude of 700 m for the designed sounding rocket.
허정무(Jeongmoo Huh),안병욱(Byeonguk Ahn),김영일(Youngil Kim),송현기(Hyunki Song),고수정(Sujeong Ko),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
250 N 급 하이브리드 로켓을 추진기관으로 이용하는 소형 과학로켓의 시스템 구성과 발사 준비가 진행되었다. 산화제와 연료로는 각각 90wt% 과산화수소와 폴리에틸렌이 사용되었다. 추진기관은 추력기, 공급관, 산화제탱크, 밸브류로 구성되었으며, 케이싱은 가볍고 투명하여 내부가 보이는 폴리카보네이트로 제작되어 이후 알루미늄과 스테인리스 스틸 프레임으로 추진기관에 체결되었다. 과학로켓 발사를 위한 발사대를 제작하여 비행 테스트 준비를 완료하였다. 제작된 과학로켓은 궤적 시뮬레이션 결과 최대고도 약 700 m의 운용 범위를 보여주었다. Small scale sounding rocket system was configured using 250N class hybrid rocket and prepared for flight testing. 90wt% hydrogen peroxide was used as an oxidizer and high density polyethylene was used as a fuel grain. Propulsion system was composed with thruster, feeding line, oxidizer tank, and valves. Casing was manufactured using polycarbonate and assembled with propulsion system using metal frame. Launch pad was also manufactured and flight testing was successfully prepared. Fabricated sounding rocket was expected to reach approximately 700m altitude based on trajectory estimation.
허정무(Jeongmoo Huh),김영일(Youngil Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),정우석(Woosuk Jung),김현탁(Hyuntak Kim),최석민(Sukmin Choi),송현기(Hyunki Song),임재민(Jaemin Lim),유기정(Kijeong Yu),김종학(Jonghak Kim),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwo 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
250N 급 하이브리드 로켓 추진기관을 이용한 소형 과학로켓 개발과 비행시험이 진행되었다. 시스템 간편성을 확보하기 위해 추가적인 가압기체 탱크나 압력조절기 없이 블로우다운 가압 방식을 사용하였다. 촉매 점화 방식의 하이브리드 추진기관을 구성하여 내탄도 예측과 지상테스트가 진행되었으며 성공적인 자연점화와 내탄도 예측과 유사한 추진성능을 파악하였고 점화신뢰성을 확보하였다. 비행시험에 앞서 비행 시뮬레이션이 진행되었고, 비행시험결과 로켓이 성공적으로 비행하여 예측된 값과 유사한 최고점 부근 고도 95m, 비행시간 10.5 초의 결과를 보여주어, 구성된 추진기관의 시스템 간편성과 높은 점화신뢰성, 그리고 소형 과학로켓의 추진기관으로써 유효성을 성공적으로 입증하였다. Small scale sounding rocket was developed and flight tested using 250N class hydrogen peroxide/polyethylene hybrid rocket propulsion system. Pressure-fed system was used for system simplicity, which was desired for small scale sounding rocket. Internal ballistics and ground test were conducted for catalyst ignited hybrid rocket stand-alone system, and the results were well matched with successful auto-ignition and reliability. Experimental flight test of the sounding rocket showed successful flight with 95 m maximum altitude and 10.5 sec flight time, which was suitable for the flight simulation. These results show effectiveness of blow-down feeding and catalyst ignition hybrid rocket propulsion system for small scale sounding rocket application.
달 착륙선 모듈의 로켓 추력조절 및 호버링을 위한 기초 비행시험
윤용태(Yongtae Yun),허정무(Jeongmoo Huh),김주원(Juwon Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),정우석(Woosuk Jung),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
본 실험에서는 달 착륙선 모듈에 추력 조절이 가능한 250 N H₂O₂/polyethylene 하이브리드 로켓과 MCU(Micro controller unit)를 적용하여 기초적인 지상 비행시험을 수행하였다. 지상 비행시험을 위해 PD제어를 이용한 시뮬레이션, 초음파센서의 거리 측정 및 서보모터 각도변환에 따른 밸브 개폐 면적 조절하여 추력조절을 시도하였다. 비행시험 결과를 바탕으로 하여 MCU를 활용한 로켓 추력조절의 시스템 적용 가능성 및 향후 비행시험 개선방안에 대해 고찰하였다. In this experiment, a preliminary flight test was conducted for a lunar module equipped with a 250N-class H₂O₂-polyethylene hybrid rocket engine that allows adjustable thrust and micro-controller unit. First, hovering was simulated through PD control for flight test. Additionally, the throttling valve was tested experimentally on a lunar module using MCU coupled with an ultrasonic sensor and servomotor for controlling the throttle valve opening. Preliminary results demonstrate the feasibility of rocket throttling using MCU and include further improvements based on flight test.
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.