Characterization on the performance of solid propellant gas generator using combustion tests results

Moongeun Hong(홍문근),Sang Yeop Han(한상엽),Young-Mog Kim(김영목) 대한기계학회 2006 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2006 No.6

A solid propellant gas generator plays a role as a turbopump starter in liquid propellant rocket engine by supplying pressurized combustion gas to power turbines for engine start. A solid propellant gas generator should produce combustion gas with required properties. Especially the temperature of gas generated by solid propellants should not exceed a certain temperature, which may damage turbines blades. In consideration of these requirements, an experimental prototype of turbopump starter was prepared by the help of a chemical equilibrium program and hot-fire tests were performed. Experimental results have been compared with those anticipated by the chemical equilibrium program and have been employed in order to estimate delivered performances of solid propellant gas generator.

Boron Powder 적용 연료과농 추진제 및 연소 후 생성물의 특성 연구

김미리,김정은,길태옥 한국추진공학회 2022 한국추진공학회지 Vol.26 No.1

The propellants used in the gas generator of the ducted rocket are fuel-rich propellants, which contain an excessive amount of metal fuel and a small amount of oxidizing agent compared to general solid rocket propellants. In this paper, boron powder and MgAl(Magnesium-Aluminium alloy) were applied to produce fuel-rich propellants. The optimum formulation was determined by characterizing these metal fuel-rich propellants. Analysis of combustion products in the gas generators confirmed that the fuel-rich propellants containing fine boron powder itself instead of boron-bead could be useful in gas generators. 덕티드 로켓의 가스발생기에 사용되는 추진제는 연료과농 추진제로서, 일반적인 고체 로켓 추진제에 비하여 과량의 금속연료와 소량의 산화제를 포함한다. 본 논문에서는 연료과농 추진제를 제조하기 위하여 보론 분말과 MgAl(Magnesium-Aluminium Alloy)를 적용하였다. 이 금속연료를 적용한 추진제의 특성을 분석하였고, 이를 통하여 최적의 조성을 연구하였다. 추진제의 연소생성물 분석을 통하여 보론 비드가 아닌 미립의 보론 분말로도 가스발생기용 연료과농 추진제가 가능함을 확인하였다.

기체발생기용 복합고체추진제의 조성 및 성능특성 연구

김정수(Jeong Soo Kim),박정(Jeong Park) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

로켓시스템의 에너지원으로 적용할 수 있는 기체발생기용 복합 고체추진제의 개발과정을 기술한다. 80%의 고체입자 부하율과 양호한 유동성, 그리고 -50°C ~ 70°C에서 경화에 적절한 추진제 물성을 갖는 HTPB를 바인더로 하여, 낮은 화염온도, 적은 고체입자 잔사, 무독성 생성물의 추진제 제조가 가능한 AN을 제1종 산화제로, 탄도특성 제어에 필요한 AP를 제2종 산화제로 추진제 주요 조성이 구성된다. 기본조성을 근거로 하여 일련의 물성개선 시험이 수행되었으며 최대응력 8 bar 및 최대응력점 변형율 30%, 그리고 탄성계수 1000 psi 수준의 물성을 갖는 추진제 조성을 얻을 수 있었다. A development of a composite solid propellant is carried out for an application to gas generators as an energy source of rocket system. With HTPB as a propellant binder which has 80% of particle loading ratio, a favorable rheology, and moderate curing properties at the range of -50°C ~ 70°C, AN is selected as the first kind of oxidizer having the characteristics of a low flame temperature, minimal particle residual as well as nontoxic products. AP is the second oxidant for ballistic property control. A series of experiments for the improvement of physical properties were conducted and resulted in the propellant formulation having 30% of strain rate at 8 bar of max. stress.

On the effect of filters for the design of solid propellant gas generators

Moongeun Hong(홍문근),Soo Yong Lee(이수용) 대한기계학회 2007 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2007 No.5

Solid propellant gas generators (SPGG) play a role as a turbopump starter in liquid propellant propulsion systems by supplying pressurized gas to power turbines for engine start. For such a purpose, the propellants should burn with a relative low flame temperature and the combustion gas should not contain corrosive constituents such as chlorine compounds. In accordance with these requirements, stabilized AN-based propellants have been usually used as the most appropriate oxidizer for propellant compositions. However, the burning area of the propellant intends to increase to satisfy the required mass flux because of its low burning rate. Consequently the burning area incensement brings on the SPGG size augmentation. A flow restriction such as filters is applied to decrease the SPGG size by rising up the combustion pressure resulting in increasing the burning rate. The feasibility of the size reduction of SPGG by the employment of filters have been studied. The preliminary results of this study show that the considerable reduction of SPGG size would be achievable just by installing a filter with relatively high pressure loss coefficient.

기체발생기용 질산암모늄 산화제 기반 복합고체추진제의 조성 및 기계적 물성

박정(Jeong Park),김정수(Jeong Soo Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회지 Vol.13 No.5

A development of a composite solid propellant is carried out for an application to gas generators as an energy source of rocket system. With HTPB as a propellant binder which has 80% of particle loading ratio, a favorable rheology, and moderate curing properties at the range of -50℃ ~ 70℃, AN is selected as the first kind of oxidizer having the characteristics of a low flame temperature, minimal particle residual as well as nontoxic products. AP is the second oxidant for ballistic property control. A series of experiments for the improvement of physical properties were conducted and resulted in the propellant formulation having 30% of strain rate at 8 bar of max. stress.

금속연료인 Boron-bead 입도에 따른 Fuel-rich 고체 추진제 특성 연구

원종웅(Jongung Won),신경훈(Kyunghoon Shin),최성한(Sunghan Choi),이원복(Wonbok Lee),김준형(Junhyung Kim),황갑성(Gabsun Hwang),박복선(Bocksun Park) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

공기흡입형 추진기관의 가스발생기에 사용하기 위한 Fuel-rich 고체 추진제의 특성에 대한 연구를 수행하였다. 일반적인 고체 추진제는 평균 60%이상의 산화제를 포함하는 데, Fuel-rich 고체 추진제를 개발히기 위해 산화제 함량을 30%내외로 낮추고 금속연료 함량을 증가시켰다. 금속연료로 매우 높은 부피당 열량을 가지는 Boron을 사용하였으며, 추진제내에 많은 양의 금속연료를 포함하기 위해 Amorphous Boron Powder를 Bead화하여 추진제에 적용하였다. 본 논문에서는 제조된 Boron-bead의 입도에 따른 Fuel-rich 고체 추진제의 제조 공정성 및 연소속도 특성에 대한 연구를 수행하였다. This is a Template to guide how to prepare the manuscript for submission to the Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers.

파이로스타터용 점화기 개발

박호준(Ho Jun Park),홍문근(Moongeun Hong),권미라(Mira kwon),이수용(Soo Yong Lee) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

파이로스타터는 일종의 가스발생기로써, 내부에 충전되는 저온 고체 추진제의 연소가스를 통해 시동에 필요한 에너지를 터빈에 공급한다. 파이로스타터의 연소관에 충전된 저온 고체추진제를 연소시키기 위한 초기 에너지를 공급해 주기 위해서는 파이로스타터 및 고체추진제의 특성과 형상에 맞는 점화기 설계가 필요하다. 이에 C.B.T 시험을 수행하여 초기 연소실 내부의 충분한 압력 증가를 확보할 수 있는 점화기의 주요 설계 인자를 결정하였다. 파이로스타터의 연계연소시험을 통해 신뢰성 있는 점화 특성을 확인하였고, 점화장약 충전량에 대한 간단한 해석을 수행하였다. A pyrostarter is a sort of gas generator, which supplies the energy to drive turbines by the combustion gas of a solid propellant charged internally. The igniter of the pyrostarter should guarantee the ignition reliability expecially for the solid propellant with a low fame temperature. For the development of the igniter, several closed bomb testes have been performed to decide several design parameters to get a sufficient chamber pressure build-up for the ignition. Moreover, as a result of the firing testes with pyrostarters, the ignition reliability have been verified and the amount of igniter propellants has been reviewed.

파이로스타터 개발 현황

홍문근(Moongeun Hong),이수용(Soo Yong Lee) 한국항공우주연구원 2010 항공우주기술 Vol.9 No.2

초기 엔진 시동을 위해 터빈을 구동하기 위한 고압가스를 제공함으로써, 발사체 액체추진기관의 터보펌프 시동기 역할을 수행하는 파이로스타터의 개발 현황에 대해 간단히 소개하기로 한다. 우선 개발 이력을 간단히 정리하였으며, 파이로스타터 개발에 있어서 핵심 부분이라고 할 수 있는 고체추진제, 내탄도, 럽쳐디스크, 점화기 부분에서의 현재 기술 현황을 정리하였다. 현재의 기술개발 수준을 고려해 볼 때, 향후 파이로스타터 개발요구조건을 충분히 만족시킬 수 있을 것으로 기대된다. The current status of the development of pyrostarters, which play a role as a turbo pump starter in liquid propellant propulsion systems by supplying pressurized gas to power turbines for engine start, has been introduced. Firstly, the development history is briefly summarized, and secondly the current technical status in core parts for the development of pryrostarters such as solid propellants, internal ballistics, rupture discs, and igniters are presented. The current technical achievements could make it feasible to fulfill the development requirements for pyrostarters.

금속연료의 Bead화를 적용한 Fuel Rich 추진제 연구

김혜림(Hyelim Kim),신경훈(Kyung-Hoon Shin),최성한(Sunghan Choi),이원복(Wonbok Lee),김준형(Junhyung Kim),고승원(Seung Won Ko) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

본 논문에서는 공기흡입형 추진기관의 가스발생기에 사용될 Fuel-Rich 추진제에 대한 연구를 수행하였다. Amorphous Boron Powder를 Bead화하여 추진제에 연료로 적용함으로 상대적으로 많은 량의 금속연료를 포함한 Fuel-Rich 추진제로 설계하였다. Bead내 혹은 추진제 내에 산화제분포비와 함유량을 통해 연소특성을 조절하고 차이점을 비교 분석 하였다. A study of gas generator Fuel-Rich propellant for air-breathing propulsion system was performed in this paper. Amorphous Boron Powder was applied to propellant as beads type and it allowed to design more amount of metal fuel in the fuel-rich propellant. And distribution of oxidizer(AP) between boron bead and final propellant was controlled to analyze combustion characteristics.

파이로스타터용 필터 압력손실계수 측정

홍문근(Moongeun Hong) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2

유공압 설비 설계에 있어서 중요한 요소인 유공압 구성품의 압력손실계수를 측정하기 위한 시험 설비의 설계, 제작 그리고 일련의 시험 내용 및 PS(Pyrostarter, 고체추진제 가스발생기) 연소시험 결과와의 비교ㆍ분석 내용을 정리한다. 최종적으로 blow-down 시스템을 이용하여 간단한 시험 설비를 구축하였으며 PS에 사용되는 필터들의 압력손실계수를 측정하였다. 시험 설비를 통해 PS의 CQSF 압력손실계수 K를 획득하였으며, PS 연소시험 결과와의 비교를 통해 2% 내외의 높은 신뢰도의 압력 손실 예측이 가능한 것으로 나타났다. 한편 PS 필터의 K와 PS 연소압과의 관계를 유도하여 PS 연소시험 결과와 일치함을 보였으며, 향후 PS 개발에서 필터의 K를 활용하여 PS 추진제의 연소속도를 향상시킬 수 있을 것으로 기대된다. An experimental apparatus has been designed and prepared in order to measure a pressure loss coefficient of hydropneumatic components, which is an important parameter in a hydropneumatic system. Blow-down system has been adopted for the experimental apparatu to meet the high flow energy requirement as well as the apparatus safety. Expecially, pressure loss coefficient measurements of pyrostarter filters have been performed and the pressure loss coefficient, K of CQSF has been experimentally acquired. Then it is shown that the turbine inlet pressure p₂, which is predicted from the measured K, is in accord with the results of combustion tests. Moreover, the relation between K and combustion pressure p? has been presented and it is disclosed that the relation accords well with the results of combustion tests. It is anticipated that K of a filter could play a role in PS size reduction by rising up the combustion pressure resulting in increasing the burning rate of solid propellant.