A ground hot fire tests and numerical simulations were conducted to analyze the high temperature gas flow in a monopropellant hydrazine thruster used for the reaction control of a small satellite. A 5N grade thruster was used for these tests and simulations. The ground hot fire test results showed the basic characteristics of a hydrazine thruster and were used for validating the numerical analysis. It was found that the fraction of ammonia dissociation is an essential variable for determining the thruster performance based on a one dimensional isentropic analysis. A relatively simple relation between the catalyst bed temperature and the fraction of ammonia dissociation adopted in the simulation showed that it reduces the analysis error from an arbitrary assumption of the fraction of the ammonia dissociation without solving the complicated hydrazine catalytic reaction. The thruster performance was effectively predicted by numerical analysis, which includes the effect of fraction of ammonia dissociation. The significant features of the analysis program are that solving the complicated hydrazine decomposition process can be avoided and that two dimensional flow field information in the thruster can be provided. The analysis results show the influence of fraction of ammonia dissociation to the amounts of hydrazine propellant consumption and are used as input data for thruster plume analysis.
인공위성에 사용되는 단일추진제인 하이드라진 연료를 사용한 추력기의 성능을 평가하고 예측하기 위한 지상연소 시험 및 수치 해석을 5N급 하이드라진 추력기에 대해 수행하였다. 지상연소시험의 결과는 하이드라진의 성능을 평가하고 수치해석의 결과를 검증하는데 사용되었다. 1차원 등엔트로피 해석을 통하여 암모니아 해리도가 추력기의 성능을 결정하며, 특히 하이드라진 추력기의 비추력을 결정하는데 주요한 변수임을 알았다. 암모니아 해리도를 촉매베드 출구의 온도만의 함수라고 가정함으로써 임의로 설정하는 암모니아 해리도 값에의한 수치해석상의 오류를 줄일수 있고, 복잡한 촉매연소현상을 해석하지 않고도 추력기의 성능을 비교적 정확히 예측할수 있었다. 본 연구를 통해 고안한 수치해석 모델은 촉매연소현상의 해석없이 추력기의 성능을 예측할수 있고, 넓은 추진제 유입압력, 즉 3.45 bar~24.14bar의 압력범위에서 추력기 내부의 2차원 유동 특성을 보여줄수 있다. 수치해석을 통해 알아낸 추력기 내부의 2차원 유동특성은 추력기 배기가스유동 특성을 분석하는데 유용하게 사용될수 있다. 또한 본 연구를 통하여 암모니아 해리도 인공위성에 사용되는 하이드라진 추력기의 비추력에 비치는 영향을 고찰하여 보았으며, 암모니아 해리도 변화에 따른 비추력의 변화는 인공위성에 적재되는 추진제의 양을 결정하는데 주요한 영향을 미친다는 것을 알수 있었다.
