Over the past decade, efforts have been made worldwide to utilize hypergolic hybrid propulsion systems for space missions. However, due to its low technological readiness and limitations of the toxic oxidizer-based hypergolic hybrid propulsion system, it is urgent to find an alternative propulsion system that can solve this problem. In this study, a new hypergolic hybrid propulsion system using hydrogen peroxide oxidizer was proposed and experimentally verified. An activated carbon-based catalyst capable of improving the hypergolicity of hypergolic solid fuels for hydrogen peroxide oxidizers has been proposed. Ten types of activated carbon-based catalysts were fabricated, and the metal phase and nano-structure were identified through XRD and TEM analyses. Ignition characteristics of each catalyst were identified through a hypergolic drop test with 95 wt% hydrogen peroxide. Activated carbon-based catalysts were added to hypergolic solid fuels in the form of additives, and as a result, it was experimentally verified that hypergolicity was greatly improved. In addition, a hybrid propulsion system including a NaBH4/HTPB-based hypergolic solid fuel was experimentally verified. Variables of fuel manufacturing process elements were identified, and the hypergolic characteristics were reviewed by manufacturing the fuel. Ignition delay with 95 wt% hydrogen peroxide was significantly improved when iodide-based additives were added to NaBH4/HTPB-based solid fuel. Rocket performance, repeatability, and fuel regression rate of the propulsion system with NaBH4/HTPB-based solid fuel were confirmed through atmospheric combustion and hot-firing tests. Next, centrifugal-casted NaBH4/paraffin wax hypergolic solid fuel was experimentally demonstrated. The axial and circumferential uniformity of the NaBH4 of low-speed centrifugal-casted fuel was confirmed through a drop test and visualization. Through atmospheric combustion and hot-firing tests, high combustion efficiency of over 90%, stable pressure formation, and re-ignitability were confirmed, and by adjusting the polyethylene content, the regression rate could be stably controlled in the range of 4.3–5.7 mm/s. Next, experimental verification of a hypergolic hybrid thruster with solid fuel containing a metal-organic framework was performed. The mixed fuel of metal-organic framework based on FeCl3 and imidazole-based ligands, paraffin wax, and ammonia borane showed a short ignition delay of less than 10 ms with 95% hydrogen peroxide. The fabricated hypergolic solid fuel showed a combustion efficiency of more than 98% and produced stable combustion through a 30 N class thruster. Finally, a composite hypergolic solid fuel was proposed and verified experimentally. To simulate the profile of the mars ascent vehicle, a 20-second accelerated coast phase using gaseous nitrogen purge was simulated during the hot-firing test, and stable ignition and re-ignition performance was confirmed. Next, a new regression rate model for a hypergolic hybrid rocket was proposed. Based on the experimental regression rate model of NaBH4/HTPB solid fuel, the regression rate models of three types of demonstrated hypergolic solid fuels were studied by utilizing internal ballistic analysis. Finally, the demonstrated hybrid propulsion systems were combined to discuss ways to utilize them in the fields of space exploration and defense field. The basic concept design and feasibility of the Mars ascent propulsion system in the field of space exploration and the hybrid divert and attitude control system in the defense field were presented. In conclusion, the novel hypergolic hybrid propulsion systems for hydrogen peroxide proposed in this study are expected to apply to a wide range of space missions.
지난 10여 년간 전세계적으로 접촉점화성 하이브리드 추진 시스템을 우주 임무에 활용하고자 하는 노력이 이어졌다. 하지만 맹독성 산화제 기반 접촉점화성 하이브리드 추진 시스템의 낮은 기술 준비 수준과 한계로 인해 이를 해결할 수 있는 대체 추진 시스템의 발굴이 절실하다. 본 연구에서는 과산화수소 산화제를 사용하는 새로운 접촉점화성 하이브리드 고체 연료들을 고안하고 이를 실험적으로 검증하였다. 먼저 과산화수소 산화제를 위한 접촉점화성 고체 연료의 접촉 점화 특성을 개선할 수 있는 활성탄 기반의 접촉점화성 촉매가 고안되었다. 10 종의 활성탄 기반 접촉점화성 촉매가 제작되었으며, XRD, TEM 분석을 통하여 금속 상과 담지 구조가 규명되었다. 95 wt% 과산화수소와의 액적 낙하 시험을 통해 각 촉매들의 점화 지연이 측정되었다. 촉매들이 첨가제 형태로 접촉점화성 고체 연료에 첨가되었으며, 그 결과 접촉점화 성능이 크게 개선됨을 실험적으로 검증하였다. 또한, NaBH4/HTPB 접촉점화성 고체 연료를 포함하는 하이브리드 추진 시스템이 실험적으로 검증되었다. 이를 실현하기 위해 연료 제작 공정 요소를 구분하고, 연료를 제작하여 접촉점화 특성이 검토되었다. 아이오다이드 계열 첨가제를 NaBH4/HTPB 연료에 첨가할 경우 95 wt% 과산화수소와의 점화 지연이 크게 개선되었다. 최종적으로 결정된 조성의 접촉점화성 고체 연료는 상압 연소 시험과 로켓 연소 시험을 통해 추진 시스템의 성능, 반복성, 후퇴율 등이 확인되었다. 다음으로 NaBH4/파라핀 왁스 접촉점화성 고체 연료가 실험적으로 검증되었다. 저속 회전 주조 방식의 NaBH4/파라핀 왁스 연료의 반응성 물질의 축방향 및 원주 방향 균일성이 액적 낙하 시험과 가시화를 통해 확인되었다. 상압 및 연소 시험을 통해 90% 이상의 높은 연소 효율과 안정적인 압력 형성 및 재점화 가능성이 확인되었으며, 폴리에틸렌 함량을 조절하여 후퇴율 4.3–5.7 mm/s 범위에서 안정적으로 후퇴율을 조절할 수 있었다. 다음으로는 금속-유기 골격체를 활용한 접촉점화성 하이브리드 추력기의 실험적 검증이 수행되었다. FeCl3와 Imidazole 기반의 리간드를 기반으로 하는 금속-유기 골격체와 파라핀 왁스, 암모니아 보레인 혼합 연료는 95% 과산화수소와 10 ms 이내의 짧은 점화 지연을 나타냈다. 해당 혼합 접촉점화성 고체 연료는 30 N 급 추력기를 통해 98% 이상의 연소 효율을 나타내며 안정적인 연소를 발생시켰다. 마지막으로, HTPB 연료 기반 복합 구조 접촉점화성 고체 연료가 고안 및 실험적으로 검증되었다. 화성 상승 기동 로켓의 프로파일을 모사하기 위하여 로켓 연소 시험 중 질소 퍼지를 이용한 20 초의 항해 구간을 모사하였으며, 안정적인 점화 및 재점화 성능을 보였다. 접촉점화성 하이브리드 로켓의 후퇴율 모델을 제시하였다. NaBH4/HTPB 고체 연료의 실험적 후퇴율 모델을 바탕으로 세 종류의 검증된 접촉점화성 고체 연료의 후퇴율 모델을 내탄도 해석을 바탕으로 검토되었다. 최종적으로 본 논문에서 검증된 하이브리드 추진 시스템을 조합하여 우주 탐사 및 국방 분야에서의 활용 방안을 논의하였다. 우주 탐사 분야의 화성 상승 기동 추진 시스템과 국방 분야의 하이브리드 궤도 천이 및 자세제어 시스템의 기초 개념 설계 및 활용 가능성을 제시하였다. 결론적으로, 본 연구에서 제안된 과산화수소를 위한 새로운 접촉점화성 하이브리드 추진 시스템은 폭넓은 우주 임무에 적용될 수 있을 것으로 기대된다.
