접촉점화 추진제 평가를 위한 액적낙하 실험 방법

박성현(Seonhyeon Park),이경환(Kyounghwan Lee),강홍재(Hongjae Kang),이종광(Jongkwang Lee) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.7

접촉점화 추진제는 추진 시스템 간소화 및 재점화 신뢰성을 기반으로 로켓 추진 시스템에 널리 활용되어 왔다. 점화지연시간은 접촉점화 추진제의 점화성능을 평가하는 대표적인 요소이다. 액적낙하 실험은 간단한 방법으로 추진제의 점화지연시간을 측정할 수 있기 때문에 접촉점화 추진제의 점화성능을 평가하는 대표적인 방법으로 사용되고 있다. 이 연구에서는 액적낙하 실험 장치를 구성하고, 저독성 접촉점화 추진제를 이용하여 점화지연시간을 측정하였다. 이에 따라, 액적낙하 실험 장치의 구성과 점화지연시간 계측 방법에 대해 소개하고자 한다. hypergolic propellants have been widely used in space propulsion system for simplification and the re-ignition reliability. Ignition delay is a representative factor to evaluate the ignition performance of hypergolic propellants. Drop test is utilized as a representative method to measure the ignition delay because of its simplisity. In this study, drop test equipment was constructed based on optical and acoustic sensors. The measurment technique of the ignition delay was introduced by using green hypergolic propellants, hydrogen peroxide and reactive fuels.

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.

연료 물성에 따른 저독성 접촉점화 추진제의 점화 특성

김충만,강홍재,이경환,이종광 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.2

The ignition performance of hypergolic propellant is judged by ignition delay. Ignition performance could be evaluated through a drop test and a impinging jet test. The impinging get test is a method that induces a rapid chemical reaction through mixing and atomization of propellant by impinging propellant column. Physical properties of propellant affect the propellant column injected into the injector, so that the ignition performance could be changed by physical properties of propellant. In this paper, We were performed a drop test and a impinging jet test by using fuel with large differenced viscosity and vapor pressure. High-viscosity fuel had improved ignition performance with momentum, while Low-viscosity fuel with high vapor pressure had sporadic ignition phenomena and short ignition delay regardless of the momentum. 접촉점화 추진제의 점화성능은 점화지연시간으로 판단하며 이는 액적 낙하 실험과 액주 충돌 실험을 통해 평가할 수 있다. 액주 충돌 실험은 추진제 액주를 직접 충돌시킴으로써 추진제의 혼합 및 미립화를 통해 빠른 화학반응을 유도하는 실험 방법이다. 추진제의 점도나 증기압과 같은 물성은 인젝터로 분사되는 추진제 액주에 직접적인 영향을 미치기 때문에 추진제의 물성에 따라 점화성능이 변화될 수 있다. 이 연구에서는 저독성 산화제인 과산화수소를 사용하여 점도와 증기압을 기준으로 큰 차이를 갖는 연료를 선정하여 액적 낙하 실험과 액주 충돌 실험을 수행하였다. 점도가 높은 연료는 모멘텀 크기가 증가함에 따라 점화성능이 개선되었으며, 점도가 낮고 증기압이 높은 연료는 산발적인 점화현상과 모멘텀 크기에 관계없이 짧은 점화지연시간이 측정되었다.

마이크로 반응기를 이용한 접촉점화 추진제의 사전평가 방법

이경환(Kyounghwan Lee),박성현(Seonghyeon Park),강홍재(Hongjae Kang),이종광(Jongkwang Lee) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5

접촉점화 추진제는 별도의 점화장치 없이 연료와 산화제의 접촉만으로 점화한다. 이러한 특성으로 새로운 추진제 개발에 있어 점화 가능성을 평가하는 것만으로도 사고의 위험이 높다. 사고가 발생할 경우 피해의 규모가 크고 대형 인명사고로 이어질 수 있기 때문에 사고의 방지가 매우 중요하다. 이 연구에서는 추진제 개발에 있어 안전한 평가 장치로 마이크로 반응기를 제작하여 점화 실험을 대체할 수 있는 비점화 실험을 수행하였다. Hypergolic propellant was ignited only by contact between fuel and oxidizer without ignition system. Due to this characteristic, the risk of accidents is high just when the possibility of ignition in the development of new propellants is evaluated. Prevention of accidents is very important because the extent of the damage is large and can lead to large-scale casualties. In this work, we conduct non-ignition experiments that can replace conventioal ignition experiments by fabricating microreactors as safe evaluation devices in the development of propellants.

질산 리튬의 혼합에 따른 접촉점화 추진제의 액적낙하 실험 평가

박성현(Seonghyeon Park),이경환(Kyounghwan Lee),강홍재(Hongjae Kang),이종광(Jongkwang Lee) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5

과산화수소는 저독성 물질로서 기존의 독성 추진제를 대체할만한 접촉점화 산화제로서 주목받고 있다. 과산화수소 기반의 추진제는 기존 추진제 조합에 비해 낮은 점화성능을 보완하기 위해 연료나 산화제에 점화반응을 돕는 첨가물을 첨가한다. 이 연구에서는 90% 과산화수소를 산화제로서 사용하였으며, 이온성 물질인 BMIM SCN을 연료로서 사용하였다. 용해성이 우수한 과산화수소에 질산 리튬을 0~20 wt.% 혼합하여 액적낙하 실험을 수행하고, 점화지연시간 단축 가능성을 확인하였다. 질산 리튬을 20 wt.% 혼합한 추진제는 질산 리튬을 혼합한 추진제에 비해 점화지연시간이 확연히 감소하는 경향을 보였다. Hydrogen peroxide having low toxicity have attracted attention as non-toxic hypergolic oxidizer replacing a novel toxic propellant. Since hypergolic propellant pairs based on hydrogen peroxide have low ignition performance, they have introduced additives which help ignition reaction. In this study, 90% hydrogen peroxide was used as oxidizer and BMIM SCN was used as hypergolic fuel. Difference of ignition delay for hypergolic pairs introducing 0~20 wt.% LiNO3 was measured in the drop test. Propellants with 20 wt.% LiNO3 can significantly reduce ignition delay than non-added propellants.

접촉 점화성 추진제의 충돌형 혼합 특성 연구 동향 조사

김규섭(Kyu-Seop, Kim),김예현(Yehyun Kim),정상우(Sangwoo Jung),정준영(Junyeong Jeong),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

접촉 점화 추진제 특성을 활용한 추력기는 간단한 시스템 구조와 점화의 높은 신뢰성을 기반으로 고고도, 우주 환경에서의 적용되어 왔다. 미국을 위시한 선진국의 경우 사산화질소/아민 계열의 추진제의 충돌 혼합 특성을 1960년대 이후로 심도 깊은 연구를 진행하고 있으며 최근 차세대 접촉 점화 추력기 역시 고성능화, 경량화 측면에서 활발한 연구개발을 수행하고 있다. 본 논문에서는 접촉 점화성 추진제의 충돌형 혼합 특성과 반응성 유동 분리(Reactive Separation Flow), 간헐적 폭발(Popping)의 충돌 혼합 시 발생할 수 있는 연소 불안정성에 대한 연구 동향을 조사하고 요약하였다. The hypergolic thruster has been extensively researched and applied on spacecraft propulsion based on simple system and high reliability of ignition. Research on impingement characteristics of N2O4/Amine has been profoundly carried out since the 1960s in advanced countries, especially the US. Recently enhancement of advanced hypergolic thruster using MON/MMH is currently planned by NASA in terms of improving compactness and high performance. In this work, technical trends of mixing of hypergolic propellant and its combustion instabilities such as reactive separation flow and poping were investigated.

마이크로 반응기를 이용한 접촉점화 추진제의 비점화 평가 방법

이경환,박성현,강홍재,이종광 한국추진공학회 2022 한국추진공학회지 Vol.26 No.2

Hypergolic propellant ignited spontaneously when fuel and oxidizer contact without ignition system. Due to this characteristic, the risk of accidents is high when new propellants are evaluated. Prevention of accidents is very important because the damage can be large when the accident occur. In this work, we proposed non-ignition evaluation method which can replace conventional ignition evaluation method by using microreactor. The reactor was fabricated by MEMS. The heat of reaction as according to fuel and NaBH4 was estimated. At the condition of highest heat of reaction ignition was observed by drop test. 접촉점화 추진제는 별도의 점화장치 없이 연료와 산화제의 접촉만으로 점화한다. 이러한 특성으로 새로운 추진제 개발에 있어 점화 가능성을 평가하는 것만으로도 사고의 위험이 높다. 사고가 발생할 경우 피해의 규모가 크고 대형 인명사고로 이어질 수 있기 때문에 사고의 방지가 매우 중요하다. 이 연구에서는 추진제 개발에 있어 안전한 평가 장치로 마이크로 반응기를 제작하여 점화 실험을 대체할 수 있는 비점화 실험을 제안하였다. 마이크로 반응기는 MEMS 공정으로 제작되었으며, NaBH4 혼합 농도에 따른 추진제 간의 반응열을 측정하였다. 액적 낙하 실험 결과, 반응열이 가장 높은 조건에서 점화현상이 관찰되었다.

3D 프린터로 제작한 친환경 접촉점화 추진제 점화기 시험

신민규(Minkyu Shin),유이상(Isang Yu),신동해(Donghae Shin),이희준(Heejun Lee),오정화(Jeonghwa Oh),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

친환경 접촉점화성 추진제를 평가하기 위하여 Drop-Test를 진행하였고 3D 프린터를 이용하여 제작한 충돌형 인젝터 점화기를 이용하여 점화실험을 하였다. 3D 프린터로 제작한 인젝터의 홀 사이즈는 복잡한 유로를 갖는 경우 0.5 mm이하에서는 홀이 막혔다. Drop-test 결과 산화제를 떨어뜨렸을 경우는 점화지지연시간은 7 ms였으며 연료를 떨어뜨렸을 경우는 16 ms 를 측정하였다. 3D 프린터로 제작한 점화기로 제트 충돌 실험 결과 7 ms의 점화지연시간이 측정되었다. 이를 통해 3D 프린터의 점화기 분야의 적용 가능성을 확인하였으며, 액체로켓 분야에 친환경 접촉점화 추진제의 적용 가능성을 확인하였다. Drop-Test was performed to evaluate the eco-friendly hypergolic propellants, and ignition test was also performed using a collision-type injector made by 3D printer. When the hole size of the injector manufactured by the 3D printer was less than 0.5 mm and the flow path was complicated, the hole was clogged. Drop-test results show that ignition delay time was 7 ms when the oxidant was dropped, and 16 ms when the fuel was dropped. Ignition delay time of 7 ms was measured with the igniter made by 3D printer. This study confirmed the applicability of the 3D printer to the manufacture of ignitor and confirmed the applicability of eco-friendly hypergolic propellants to liquid rocket.

액체로켓엔진용 연소기점화기 개발

장제선(Jesun Jang) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11

본 논문에서는 한국형발사체 75톤급 엔진에 사용 중인 연소기점화기의 개발 및 시험방법, 설계 개선방향에 대해 정리하였다. 접촉점화성 추진제를 사용하는 연소기점화기는 엔진의 점화/시동구간인 천이영역에서 작동하므로 신뢰도, 안전성, 파이로밸브의 단발특성에 의한 경제성을 모두 고려하여야 한다. 개발된 연소기점화기는 로트시험을 통해 온도환경에서의 작동성, 기밀성능을 확인하였고, 수락시험을 통해 작동 전 기밀성능, 수분제거를 위한 고온진공건조, 이슬점 측정을 통해 개발요구 규격을 확인하였다. This paper provides the development of combustion chamber ignitor(CCI), test methods and design improvement direction of that. The ignitor is operated at ignition/starting section and using hypergolic propellant, we should consider their reliability, stability, resonable price because of a one-off pyrovalve. In this study, we have verified the performance of CCI under the lot(batch) tests(control-random tests); operating test for temperature changes and under the acceptance test; leak teat, high temperature vacuum drying test, dew point measurements.

소형 하이퍼골릭 로켓의 시동 특성

강홍재(Hongjae Kang),이은광(Eunkwang Lee),김현탁(Hyuntak Kim),허선욱(Seonuk Heo),이재완(Jaewan Lee),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

하이퍼골릭 점화 메커니즘을 활용하는 로켓은 초기 시동 시 연소 불안정성에 취약하다. 이때 발생하는 연소 불안정성 현상들 중 폭발성 시동은 로켓 구조 및 추진제 공급시스템에 큰 피해를 야기한다. 친환경 하이퍼골릭 이원추진제의 자연점화 현상과 이를 활용한 소형 하이퍼골릭 로켓의 시동 특성을 관찰하였다. 이원추진제 조합은 고농도 과산화수소를 산화제로 사용하였으며, 과산화수소와 하이퍼골릭 점화 특성을 가진 Stock 2 연료를 사용하였다. 진공 추력 500 N급 소형 하이퍼골릭 로켓의 연소시험 결과에 따르면 산화제인 과산화수소 농도가 높을수록, 산화제 과잉 분위기보다 연료 과잉 분위기에서 하이퍼골릭 로켓이 안정적으로 작동하였다. A bipropellant thruster using a type of hypergolic propellants is vulnerable to combustion instability especially for hard start. Once the phenomenon of hard start occurs, the rocket and propellant feed systems are severely damaged due to pressure spikes. The ignition of non-toxic hypergolic bipropellant and the startup characteristic of a 500 N scale rocket were investigated with static firing tests. High-test peroxide was used as a green oxidizer and non-toxic hypergolic fuel, called Stock 2, was prepared. According to the firing test results, to prevent hart start in the startup phase, it was beneficial to ignite the propellants under a fuel rich environment rather than oxidizer rich environment along with higher concentration of hydrogen peroxide.