터보펌프 시동기용 추진제 개발

국문 초록 (Abstract)

우주발사체용 액체추진제 로켓엔진을 시동할 때 사용되는 터보펌프 시동기에 적용하고자 고체추진제 개발 및 특성 평가를 수행하였다. 터보펌프 시동기용 추진제의 배출가스는 기계적인 부식 또는 대기오염 등의 이유로 화염온도가 낮아야 하고 고체입자 잔사 및 독성이 적은 것이 바람직하며, 작동시간이 어느 정도 유지가 되어야 하기 때문에 비교적 낮은 연소속도가 필요하다. 본 연구에서는 PCP계열의 바인더를 사용하고 oxygen balance나 점화성에서 유리한 DHG(Dihydroxy glyoxime)을 냉각제를 사용하는 추진제 조성을 개발하여 연소속도와 기계적 물성 등의 특성평가를 실시하였으며, 최종적으로는 지상연소시험을 통하여 터보펌프 시동기의 성공적인 개발 가능성을 입증하였다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

The development and evaluation of solid propellant were performed for the turbopump pyro starter, which start up the liquid propellant rocket engine for the Space Launch Vehicle (SLV). Requirements for the turbopump pyro starter propellant include the production of low flame temperature, low burning rate and nontoxic gas to protect the mechanical corrosion or air pollution. This study describes the development of the solid propellant composition which is based on PCP binder. DHG (Dihydroxy glyoxime), which has advantages of oxygen balance and ignition, was used as coolant. The mechanical properties and burning rate of the propellants were measured. Finally, static fired test was performed to prove the possibility of development.

목차 (Table of Contents)

• ABSTRACT
• 초록
• 1. 서론
• 2. 실험
• 3. 결과 및 고찰
• 4. 결론
• 참고문헌