과산화수소 폴리에틸렌 하이브리드 로켓 설계 및 평가

강신재(Shinjae Kang),이다혜(Dahae Lee),이은광(Eunkwang Lee),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

과산화수소는 단일추진제나 이원추진제 액체 로켓 엔진에 주로 사용되어왔다. 액체, 고체 로켓에 비해 높은 안정성을 갖기 때문에 상대적으로 적은 개발비용이 요구되는 하이브리드 로켓의 특성이 알려지면서 여러 연구가 진행되고 있다. 과산화수소는 높은 밀도와 낮은 독성을 가지고 상온에서 액체이며, 단일추진제 특성을 가지고 있어 하이브리드 로켓에 적용하기에 유리하다. 본 연구에서는 250 N급 과산화수소 폴리에틸렌 하이브리드 로켓을 설계하였다. 차례의 연소 시험 결과를 바탕으로 하이브리드 로켓의 설계를 평가하였다. 시험 결과, 폴리에틸렌은 축방향으로 일정하게 연소되었고, 특정 길이의 후연소실을 장착하였을 때 특성 속도 효율이 90%와 근접하거나 상회하였다. 또한 90 wt.% 과산화수소를 사용하였을 때 폴리에틸렌 고체 연료의 후퇴율 실험식을 제시하였다. Hydrogen peroxide was utilized as a monopropellant and oxidizer of bipropellant liquid rocket engine. Hybrid rocket has been interested of many research groups due to its low cost and enhanced safety characteristic comparing with its counterparts. Hydrogen peroxide has favorable characteristics for hybrid rocket such as high density, storable, low toxicity, and monopropellant characteristics. In this study, we designed 250 N hydrogen peroxide polyethylene hybrid rocket. With several hot fire tests, we evaluated the designed hybrid rocket. It showed uniform regression rate in axial position, characteristic velocity about 90% with certain length of post combustion chamber. We also proposed empirical equation of polyethylene solid fuel regression rate using 90 wt.% hydrogen peroxide.

망간 담지량에 따른 과산화수소 분해 촉매 활성 비교 분석

강신재(Shinjae Kang),장동욱(Dongwook Jang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

과산화수소 분해 촉매의 망간 담지량에 따라 촉매 활성이 어떻게 달라지는지 비교 분석하였다. 단일 추진제 추력기를 위한 촉매는 단위 부피당 분해할 수 있는 추진제 유량이 큰 것이 바람직하다. 왜냐하면 촉매의 활성이 큰 경우 촉매대 부피를 감소시킬 수 있어 추력기 전체 질량을 감소시킬 수 있기 때문이다. 촉매에 담지된 활성물질은 실질적으로 과산화수소 추진제를 분해시키는 역할을 한다. 따라서 활성물질의 적정 담지량에 대해 연구할 필요가 있다. 본 연구에서는 촉매 지지체로 널리 쓰이는 감마 알루미나에 망간 산화물을 46 wt.%에서 136 wt.%까지 담지량을 변화시켜 드랍 테스트를 통해 촉매 활성을 비교하였다. 또한 BET, EDS 분석범을 통해 활성 변화 이유에 대해 고찰하였다. Reactivity change of hydrogen peroxide decomposition catalyst varied with manganese oxide loading rate was studied. It is appropriate that a catalyst for monopropellant thruster has high reactivity to decompose larger amount of propellant mass flow rate per unit catalyst volume. Because the catalyst has high reactivity, a size of catalyst bed could be reduced and it leads to decease of thruster mass. An active material, in this study manganese oxide, practically decomposes hydrogen peroxide propellant. Therefore, optimum loading rate of active material is needed to be studied. In this study, gamma alumina support and manganese oxide was used. Loading rate of manganese oxide was varied from 40 wt.% to 130 wt.%, drop test was performed to compare the reactivity of each loading rate. BET, EDS analysis was also conducted to explain reactivity change.

달착륙선용 과산화수소/케로신 이원추진제 엔진 설계

강신재(Shinjae Kang) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.11

친환경 추진제를 위한 고내구성 촉매 제작 및 특성 연구

강신재(Shinjae Kang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

친환경 추진제를 사용하는 추력기를 위한 고내구성 촉매를 제작하고 특성을 파악하였다. 하이드라진 단일 추진제를 대체하기 위한 친환경 추진제 연구가 활발하게 진행되고 있다. 친환경 추진제로 거론되고 있는 추진제로는 아산화질소, 과산화수소, 이온성 액체 추진제 등이 있다. 추진제를 분해하기 위해 알루미나를 기반으로 한 촉매가 사용되는데, 감마 알루미나 지지체는 기계적 강도가 약해 촉매 유실율이 문제가 있다. 본 연구에서는 감마 알루미나의 기계적 강도를 증가시키기 위해 감마 알루미나 지지체에 란타늄을 도핑한 후 열처리를 거쳐 란타늄 헥사알루미네이트(LHA), 란타늄 알루미네이트(Lanthanum Aluminate)를 제작한 후 엑스레이 회절분석법, BET 비표면적 검사 등으로 물리적인 특성을 분석하였다. 또한 과산화수소를 이용한 drop test를 통해 각 촉매의 반응성을 비교하였다. High durability catalyst for green propellant thrusters was fabricated and characterized. Researches on the green propellant have been conducted to replace hydrazine mono-propellant. There are several green propellant candidates such as nitrous oxide, hydrogen peroxide, and ionic liquid propellant. Alumina based catalyst was used to decompose given propellant. However, gamma alumina, which has been used widely, could be washed out rate due to its week mechanical characteristics. In this study, gamma alumina was doped by lanthanum and heat-treated to fabricate lanthanum hexaaluminate(LHA), and lanthanum aluminate. X-ray diffraction, BET specific surface area was measured to analyze physical characteristics. Drop test was also conducted to compare relative reactivity of fabricated catalyst supports and gamma alumina based catalyst.

비점성 유동을 가정한 포 발사 램제트 추진탄 설계

강신재(Shinjae Kang),박철(Chul Park),정우석(Woosuk Jung),권태수(Taesoo Kwon),박주현(Juhyeon Park),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.4

Operation area of corps was expanded under military reformation, and extending range of 155 mm howitzer became important issue. New approach is needed to extend range to 80 kim. Ramjet engine is air breathing engine, and it can provide specific impulse several times more than solid rocket motor so that range is extended using same weight of propellant. If the ramjet engine is gun-launched system, it does not require any other booster because muzzle velocity is near Mach 3. Especially solid fuel ramjet (SFRJ) does not have any moving part so that it is favorable for gun-launching system which is under high stress during launching. In this paper, we design air intake, combustion chamber, and nozzle of 155 mm gun launched ramjet propelled artillery shell with inviscid flow assumption. We conduct parameter study to have range more than 80 km, and maximum high explosive volume.

달착륙선 버니어 엔진 개발을 위한 친환경 이원추진제 엔진 국내 개발 사례 조사

강신재(Shinjae Kang) 한국항공우주학회 2021 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2021 No.11

과산화수소 분해 촉매 담지 조건에 따른 촉매 유효 수명 상대 비교

강신재(Shinjae Kang),이다혜(Dahae Lee),강홍재(Hongjae Kang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

일반적으로 단일추력기는 궤도 위에서 오랜 시간 머무르며 펄스 및 정상 작동 모드를 통해 궤도를 유지하는 역할을 한다. 단일추력기용 촉매는 자세제어에 요구되는 속도 증분을 신속히 제공할 수 있도록 높은 신뢰성을 확보하는 것이 중요하다. 따라서 촉매의 유효 수명이 충분히 확보되어야만 긴 임무 시간 동안 주어진 유량을 분해할 수 있다. 충분한 촉매 유효 수명 확보를 위해 촉매 담지 조건 선정에 유의할 필요가 있다. 촉매 담지 조건은 촉매 활성물질과 촉매 제작 공정에 따라 달라진다. 본 연구에서는 이산화망간 촉매, 열처리한 이산화망간 촉매와 이산화망간 납 촉매의 촉매 유효 수명을 상대 비교하였다. 총 1분 동안 50 N 급 과산화수소 단일추력기 발사 시험을 통해 각 촉매의 유효수명을 측정하였다. 실험 결과 이산화망간이 가장 촉매 유효 수명이 길었으며, 과산화수소 단일추진제 추력기의 촉매로 실험군 중 가장 적합한 것으로 판단되었다. A monopropellant thruster play a role to maneuver the orbit of a space vehicle for a long period of time with a pulse and steady operation. A catalyst using in the thruster should offer outstanding reliability to provide the velocity increment required for long duration time. The longer catalyst effective life is advantageous to fully decompose the given mass flow rate using the mission. Thus it is necessary to examine the catalyst loading methods for improving the effective life of the catalyst. The catalyst loading is dependent on catalyst active material and manufacturing process. In this study, the catalyst effective life was relatively compared among the candidates; manganese dioxide catalyst, heat-treated manganese dioxide catalyst and manganese dioxide lead catalyst. The catalyst effective life of each catalyst was compared using 50N hydrogen peroxide monopropellant thruster firing test for one minute. Manganese dioxide catalyst is the most suitable for hydrogen peroxide monopropellant thruster because it has longer catalyst effective life.

이온성 액체 추진제 추력기 설계 및 성능 평가

강신재(Shinjae Kang),이정섭(Jeongsub Lee),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

단일 추진제로써 널리 사용되는 하이드라진은 높은 성능을 가지나 그 맹독성으로 인해 하이드라진을 대체할 새로운 친환경 추진제가 연구되고 있다. 친환경 추진제의 후보군들 중 이온성 액체 추진제는 하이드라진에 비해 낮은 독성과 더불어 높은 비추력, 밀도를 가진다. 이온성 액체 추진제중 하나인 Hydroxylamine Nitrate (HAN)을 사용한 추력기를 설계하기 위해서는 주어진 추진제 유량을 충분히 분해시킬 수 있는 촉매 베드 크기를 구할 필요가 있다. 본 연구에서는 HAN 추진제를 사용한 소형 추력기를 설계하고 추력기의 추진제 분해성능을 특성속도 효율 등으로 평가함으로써 HAN 추력기 설계에 있어 기준점을 제시하고자 한다. Hydrazine which has been used as monopropellant shows high performance, but because of its high toxicity research for new green propellant that could replace hydrazine is going on. Ionic liquid propellant that is one of the green propellant has lower toxicity, higher specific impulse, and higher density than hydrazine. To design the thruster which use Hydroxylamine Nitrate (HAN) ,one of ionic liquid propellant, as a propellant, a quantity of catalyst for full decomposition of a propellant is needed. In this study, reference point for HAN thruster design could be suggested through a design of a small scale thruster which used HAN propellant, and propellant decomposition capability evaluation with characteristic velocity efficiency.

이온성 액체 단일 추진제 추력기용 촉매의 고온특성 연구

강신재(Shinjae Kang),이정섭(Jeongsub Lee),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5

세계적인 환경보호 추세에 발맞추어 단일 추진제 역시 강한 독성을 가지는 Hydrazine 대신 새로운 친환경 추진제를 찾으려는 노력이 계속되고 있다. 그 중 이온성 액체 추진제는 Hydrazine과 비교하여 낮은 독성, 높은 밀도, 그리고 높은 비추력을 가지고 있다. 이들 이온성 액체 추진제는 연소실 온도가 높아 감마 알루미나 등등의 촉매 지지체는 버틸 수가 없다. 따라서 고온에 안정적인 성능을 보이는 촉매가 필요하다. 바륨이 담지된 알루미나는 고온에서 Hexaaluminate로 변환될 수 있으며 그 열적 특성 또한 감마 알루미나보다 우수하다. 바륨이 담지된 알루미나에 백금을 올린 촉매의 특성을 알아보기 위해 1300℃, 1400℃ 2시간 가열한 후 XRD, SEM, EDS, BET와 Drop test를 진행하였다. In the trend of world wide environment preservation, researchers tried to find new environment friendly propellant instead of highly toxic propellant, Hydrazine. Among the candidates, ionic liquid propellants have lower toxicity, higher density, and higher specific impulse than Hydrazine. These ionic liquid propellants have high combustion chamber temperature, so catalyst supports such as gamma alumina cannot withstand in that temperature. Therefore, a catalyst that showed stable characteristic in high temperature is needed. Barium dopped alumina can be changed to Hexaaluminate in high temperature, and its characteristic in high temperature is superior than gamma alumina. Barium dopped Alumina is wet impregnated with Platinum and heated up to 1300℃ and 1400℃ for 2 hours. Those catalysts were examined by XRD, SEM, EDS, BET, and Drop test.

비점성 유동을 가정한 포 발사 램제트 추진탄 설계

강신재(Shinjae Kang),박철(Chul Park),정우석(Woosuk Jung),권태수(Taesoo Kwon),박주현(Juhyeon Park),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

램제트 기관은 공기흡입식 기관으로 고체 연료 로켓에 비해 몇 배 이상 높은 비추력을 제공할 수 있어 같은 연료 무게로 155 mm 화포의 사거리를 획기적으로 연장시킬 수 있다. 램제트 기관을 포로 발사할 경우 포구 초속이 약 Mach 3 이므로 추가적인 부스터가 필요치 않다. 특히 고체 연료 램제트 (Solid Fuel Ram Jet, SFRJ)는 어떠한 구동기관이 없어 발사 시 높은 충격을 받는 포탄에 적용하기에 좋다. 또한 하이브리드 로켓의 연소 현상과 유사한 SFRJ는 뛰어난 안전성을 가지고 있다. 본 연구에서는 155 mm 화포체계를 위한 포발사 램제트 추진탄을 비점성 유동을 가정하여 설계를 진행하였다. 사거리 연장과 고폭탄 탑재 용적 최대화하기 위해 이중 환형 형상의 연료 사이에 흡입된 공기가 연소되어 연소 면적을 최대화하는 새로운 연소실 형상을 제안하였다. 이러한 형상에 따라 설계변수를 변화시키며 사거리 83.6 km, 고폭탄 용적 3L를 가지는 155 mm 포발사 램제트 포탄 설계안을 도출하였다. Ramjet engine is air breathing engine, and it can provide specific impulse several times more than solid rocket motor so that the range of 155 mm howitzer is significantly extended using same weight of propellant. If the ramjet engine is gun-launched system, it does not require any other booster because muzzle velocity is near Mach 3. Especially solid fuel ramjet (SFRJ) does not have any moving part so that it is favorable for gun-launching system which is under high stress during launching. As SFRJ have similar combustion phenomena, SFRJ has acquired excellence in safety. In this paper, we design 155 mm gun launched ramjet propelled artillery shell with inviscid flow assumption. To extend the range and maximize high explosive volume, new combustion chamber geometry was proposed with duel annular type fuel in which combustion occurred between fuel. We conduct parameter study to design 155 mm gun launched ramjet propelled artillery shell which have the range more than 83.6 km, and 3 L of high explosive volume.