An optimized engine start procedure is critical to the successful operation of a liquid rocket engine in launch vehicles. A solid propellant gas generator (SPGG) is widely adopted for the turbine starter during engine startup, and ammonium nitrate (AN) and ammonium perchlorate (AP)-based propellants are conventionally used for this purpose. However, these propellants have shortcomings such as high flame temperature, corrosive combustion residues, and low ignitability. In this study, a dihydroxyglyoxime (DHG)-based composite propellant was applied to overcome these limitations of conventional SPGG propellants. In particular, DHG, known as a coolant, was used in significant quantities as the main oxidizer for turbine starter. The burning rate, characteristic velocity, and combustion temperature of the DHG propellant were evaluated using motor tests. DHG-based propellant burns 3 – 11% slower in motor firing test than that in the strand burner due to endothermic decomposition reaction. Increasing the finer particles in the DHG propellant lead to an increased the burning rate and burning rate factor (ratio between the measured burn rate in the motor and the predicted rate by strand burner) was decreased. The temperature sensitivity of the burning rate factor was in the range of 0.23 – 0.24 % per °C. The pressure sensitivity of characteristic velocity was in the range of 0.48 – 0.50 % per MPa, and the value was approximately 4 times larger than that obtained by the CEA analysis. The performance of the actual turbine starter was accurately determined using the strand burner test results by exploiting the actual evaluation curves and correction factors. The results related to the combustion characteristics of the DHG-based propellant enabled the accurate prediction of the motor using internal ballistic analysis.
발사체 액체로켓엔진 시동 과정에서 터보펌프의 터빈 구동을 위한 고체추진제 가스발생기 타입의 터빈스타터가 사용된다. 질산암모늄과 과염소산암모늄 기반 복합추진제를 적용하는 사례가 많지만 높은 연소온도, 부식성 연소 생성물, 높은 흡습성, 낮은 점화성 등의 단점을 가지고 있다. 본 연구에서는 냉각제로 알려진 디하이드록시글리옥심(DHG)을 주산화제로 다량 사용하여 터빈구동용 고체모터에 DHG-기반 복합추진제를 적용하였다. 모터의 지상연소시험을 통해 연소압력, 연소시간, 점화성을 평가하였고, DHG 복합추진제의 연소속도, 특성속도, 화염온도 등의 연소특성을 정리하였다. DHG의 흡열성 분해특성으로 모터 그레인의 연소속도는 스트랜드 시편 보다 3 – 11% 느리게 연소하였다. DHG 입도가 작아질수록 연소속도는 증가하였고, 연소속도상수 (스트랜드버너의 연소속도 예측값 대비 모터의 연소속도 비율)는 감소하였다. 연소속도상수의 온도민감도는 1°C 당 0.23 – 0.24% 증가하였고, 연소특성속도의 연소압력 감도는 1 MPa 증가할 때 0.48-0.50% 증가하여, CEA 해석 결과 대비 약 4배 이상의 차이를 보였다. 모터시험 결과를 통한 실제 평가 곡선과 보정계수를 활용한 내탄도 예측 알고리즘 제시하였다. 이러한 해석 방법을 제공함으로써 스트랜드 버너법 만으로 실제 모터의 정확한 성능을 예측 가능하게 하는데 도움이 될 수 있다.
