Hypergolic solid fuels and hydrogen peroxide oxidizers have attracted considerable attention for the development of safe hybrid rocket propulsion systems. In this study, a new approach was explored to develop a safe hypergolic hybrid propulsion system using industrial-grade hydrogen peroxide (~70 %wt.). Initially, the propulsion performance of different hypergolic solid fuels with an industrial-grade hydrogen peroxide was calculated using the NASA CEA code to find an appropriate propellant combination. The theoretical specific impulse of the hypergolic solid fuel was 27.8 % over hydrazine and 13.4 % over LMP-103S. Based on theoretical investigations, hypergolic solid fuels, named such as HSF-1 to HSF-10, were fabricated using molding and pressing methods. The ignition delay time was measured using the drop-test method. Interestingly, HSF-3 and HSF-4 exhibited very short ignition delay times of 4.92 and 8.75 ms, respectively, with industrial-grade hydrogen peroxide. In addition, the drop test results of hypergolic solid fuel with varying compression pressure in the pressing method confirmed that a pressure above the compressive strength of the binder shortens the ignition delay times deviation. Further, HSF was also ignited even at low concentration of IGHP (>40 %wt.); opens the new area of research in combustion science. Based on these results, a 30N-class thruster was prepared and ambient pressure combustion experiments and thruster hot firing experiments were performed to measure the regression rate of fuel and confirm combustion efficiency and re-ignition characteristics. Overall, low-toxicity hypergolic solid fuels and industrial-grade hydrogen peroxide are promising alternatives to conventional toxic hypergolic propellants.
기존 독성 추진제는 뛰어난 성능에도 불구하고 유해성과 대규모 인프라 투자 필요성이 단점으로 지적되어 왔으며 과산화수소를 산화제로 한 접촉점화성 고체연료가 하이브리드 로켓의 추진제로 큰 관심을 끌고 있다. 이에 본 연구에서는 과산화수소의 큰 단점인 저장성 문제를 극복하고 독성 추진제와 유사한 수준의 성능을 갖는 우주추진기관 적용이 가능한 접촉점화성 고체연료의 개발 가능성 타진을 목표로 하였다. 이를 위해 안정제가 포함된 70%wt. 산업용 과산화수소를 산화제로 선정하였으며 CEA code를 이용한 성능 해석을 수행하였다. 그 결과 Hydrazine 대비 27.8%, LMP-103S 대비 13.4% 높은 이론 비추력을 확인하였다. 이론적 성능 해석을 바탕으로 HSF-1에서 HSF-10으로 명명한 접촉점화성 고체연료를 용융-혼합 방식과 혼합-압착 방식으로 제작하였다. 액적 낙하 실험을 통해 점화 지연을 측정한 결과 HSF-3과 HSF-4에서 각각 4.92ms와 8.75ms의 짧은 점화 지연을 확인하였다. 또한 환원제와 첨가제의 농도를 달리하여 환원제와 첨가제 모두 농도가 증가할수록 점화지연이 짧아지는 경향을 확인하였다. 추가로 동일 조성으로 압착압력을 달리 한 시료를 이용한 액적 낙하 실험으로 바인더의 압축강도 이상의 압력으로 연료를 압착시 점화지연 편차를 줄이고 연료 제작의 재연성을 향상시킬 수 있음을 확인하였다. 연료의 저장성 및 장기 사용 가능성 확인을 위해 장기 저장 연료를 이용한 점화 지연 측정 결과 점화 지연이 커짐을 확인하였으며 최소 40%wt. 농도의 과산화수소와도 점화가 이루어짐을 확인하였다. 이러한 결과를 바탕으로 30N급 추력기를 제작하여 상압 연소실험 및 압력하 연소실험을 수행하여 연료의 후퇴율을 측정하고 연소효율, 재점화 특성 등을 확인하였다. 연구 결과를 통해 기존 독성 추진제를 대체할 수 있는 산업용 70%wt. 과산화수소 기반 접촉점화성 하이브리드 추력기의 개발 가능성을 확인하였으며 향후 추진기관 적용시 고려하여야 할 연료 조성 및 공정에 대한 개발 방향을 제시하였다.
