Space development and industry application has been continuously advanced by governments and private enterprises. The satellites have become one of the most familiar and indispensable space machinery. Miniaturization of satellites has become an interesting research field owing to its various usage and application. Micro or small scale satellites usually fly in a formation; thereby malfunction of one satellite does not affect the entire mission achievement seriously. Thrusters are essential to whole satellites since they should compensate their orbit velocity which is gradually decreased by several external forces like Earth’s gravity. The life time of satellite can be extended by the orbit velocity compensation. Moreover, thrusters give satellites abilities of orbit and position change which are important to micro or small scale satellites. Therefore, it is necessary to hold reliable thrusters for micro or small scale satellites development.
The hydrazine was the best performance monopropellant which has been applied to many satellites. One of the main disadvantages of hydrazine is its toxicity. Therefore, interest and effort to find a non-toxic propellant have been constantly increased. Hydrogen peroxide is one of the most well developed monopropellant since it had been used as a most popular monopropellant in early 1900s. Hydrogen peroxide is not harmful to human and its decomposed products are also eco-friendly. However, performance of hydrogen peroxide is less than that of hydrazine. Therefore, it is needed to increase the performance of hydrogen peroxide. Here, blending method was applied to increase the performance of hydrogen peroxide. The theoretical specific impulse of hydrogen peroxide can be increased by addition of little amount of ethanol. The performance of H2O2/Ethanol whose O/F ratio is 50 is higher than that of 98 w.t% hydrogen peroxide. This means that performance of monopropellant can be increased over its maximum performance by addition of little amount of fuel. Therefore, blending method is able to be a candidate for high performance green propellant and a substitute for hydrazine. The ethanol was selected as a blending fuel owing to its higher storability than ethanol.
The H2O2/Ethanol should have high storability and material compatibility to be used as a propellant. The storability test of H2O2/Ethanol was carried out for three cases according to O/F ratio; 10, 30, and 50. From the experiment results, there was no significant storability problem for all cases. Material compatibility test was carried out. 7 materials; Inconel 625, Inconel X750, Inconel 800, Hastelloy C276, Ni/Cr alloy, SUS304, and SUS 316L were selected as thruster material candidates considering heat resistance, strength, corrosion resistance, fabricablility, and rocket material suitability. Materials have been exposed to H2O2/Ethanol of 95 g whose O/F ratio is 50 in 9 days. Inconel 800, Ni/Cr alloy, and SUS 316L has good com-patibility with H2O2/Ethanol. Other materials also have passable compatibility if the exposed time is not much long. However, exposed surface of Hastelloy C276 was extremely corroded, so it is not compatible with H2O2/Ethanol. The material for EM thruster was selected as SUS 316L considering compatibility and applicability. The O/F ratio was set as 50 considering the material’s thermal characteristic and the increase of specific impulse which should be higher than hydrogen peroxide at least.
The Pt and Pb/Manganese oxide catalyst were used to decompose the hydrogen peroxide. Pt catalyst was produced by impregnation method. The barium hexaaluminate and zirconia were used as a catalyst sup-port since they has high heat-resistance. The pH of active material solution; solution which contains precursor of Pt is related with dispersion and adhesion of catalyst. The pH of active material solution was varied from strong acid to strong base by addition of NaOH solution. The performance comparison of catalyst was carried out by flask test. The experiment results showed that performance of early stage of decomposition was the best when the pH level is approximately 5.18 which is weak acid. This extremely high reaction in early stage of decomposition is proper to thrusters since responsibility is one of the most important parameter. The Pb/Manganese oxide catalyst was also produced by wet impregnation method
Atomization of propellant is important in thruster. In previous work, shower head type injector has fast response characteristic, but the atomization is poor. However, in the case of small scale thruster the fine injection of propellant is difficult since the number of orifice is limited due to fabrication limits. Therefore, metal mesh was installed just after the shower head type injector to atomize and decrease the momentum in axis direction. From the test results, the temperature of upstream catalyst was much increased with metal mesh. This means that the quantity of catalyst which can participate in decomposition was increased owing to fine atomization with metal mesh. Therefore, metal mesh can atomize the propellant and reduce the quantity of catalyst. The chamber wall mesh is need for small scale thruster since the catalyst which is small enough to be moved to sensor hole that is needed to measure pressure inside chamber was moved to sensor hole during thruster operation. This phenomenon is not serious since the effect of catalyst loss is negligible. There was no difference in C* efficiency according to existence of chamber wall mesh. However, chamber pressure was more stabilized with chamber wall mesh, and there was no catalyst loss through sensor hole. Therefore, chamber wall mesh is needed to small scale thruster for reliable experiment.
The 10 N class H2O2/Ethanol thruster was designed: nozzle was designed based on the parabolic ap-proximation. From the performance evaluation tests, the chamber temperature was increased higher than the adiabatic chamber temperature of H2O2 owing to the combustion of ethanol, and the specific impulse was also increased. The barium hexaaluminate showed higher performance than Al2O3 and zirconia. The size of thruster was optimized from test results, and the specific impulse of Pt catalyst was slightly higher than Pb/Manganese oxide since the Pt catalyst has higher decomposition performance. The 1 N class thruster was fabricated based on the test results. The chamber temperature was 924oC, and specific impulse was also in-creased.
21C의 도래와 함께 우주 개발은 과거의 정부 주도 시대에서 민간과 정부의 협력 시대로 접어들 고 있다. 다양한 우주 산업 중에서도 현실 생활에 가장 직접적인 영향을 미치고 있는 인공위성 분야에 대한 연구는 지속적으로 진행되고 있으며, 소형 위성의 개발 및 편대 운용에 대한 연구가 활발하다. 여러 대의 소형 위성을 운용할 경우 다양한 임무 수행이 가능하며 개별 위성이 작동 불능 상태가 되더라도 다른 위성을 통해 계속 임무를 수행해 나갈 수 있다. 이러한 운용을 위해서는 추력기가 필수적이다. 하이드라진 추진제 추력기는 현대 운용 중인 대부분의 위성에 적용되었으며 상당한 신뢰도를 확보하였다. 하지만 하이드라진의 독성과 까다로운 취급 방법으로 인해 친환경 추진제에 대한 연구가 진행되어 왔다. 따라서 하이드라진을 대체할 수 있도록, 기존 친환경 추진제의 단점인 낮은 비추력을 높이기 위해서 연료를 혼합하는 블렌딩 기법이 제시되었으며, 이온성 액체 추진제에 널리 적용되었다. 그러나 이온성 액체 추진제는 예열이 필요하기 때문에, 예열 없이 촉매 분해가 가능한 과산화수소에 연료를 혼합하기로 결정하였다. 혼합하는 연료는 저장성 평가를 통해 보다 높은 저장성을 갖는 에탄올로 정하였다. 실험 결과 메탄올의 경우 증기압이 높아 저장성이 떨어지는 것으로 나타났다. 따라서 이 연구에서는 선정된 과산화수소/에탄올 추진제의, 저장성평가, 재료적합성평가, 고내열성 분해 촉매, 추력기 및 실험 시스템 설계, 촉매 성능 비교, 추력기 성능 평가를 수행하여 에탄올 혼합을 통한 과산화수소 추진제의 비추력 향상 가능성을 평가하였다.
과산화수소/에탄올 추진제를 사용하기 위해서는 우선적으로 추진제의 저장성 및 재료적합성에 대한 평가가 필요하다. 연료 혼합비를 10, 30, 50으로 변화시키면서 저장성 평가를 수행하였다. 각각 상온에서 80일, 냉장 50일간 저장성 평가를 수행한 뒤 활성 산소 결손(active oxygen loss)를 측정한 결과 모든 경우 과산화수소와 비슷한 저장성을 갖는 것으로 나타났으며, 5 개월간 장기 평가에서도 큰 문제가 나타나지 않았으므로 에탄올 혼합에 의한 저장성 저하 현상은 나타나지 않았다고 판단할 수 있다. 재료 적합성 평가를 위해서 고온 특성을 고려하여 Inconel 625, Inconel X750, Inconel 800, Hastelloy C276, Ni/Cr alloy 및 실험 시스템 과 EM 추력기 재료로 널리 사용되는 SUS304, SUS316L을 평가 재료로 선정하였다. 모든 금속은 세척, 패시베이션(passivation), 컨디셔닝(conditioning)을 거쳤다. 실험 결과 Inconel 800, Ni/Cr alloy, SUS 316L은 재료 적합성이 매우 우수하였으며, 나머지 금속 역시 장시간 노출이 아닌 경우에 한해서 사용 가능한 재료 적합성을 보이고 있었다. 하지만 Hastelloy C276은 금속 표면이 심하게 부식되어 적합하지 않다. 따라서 기존 시스템과의 호환성과 경제성을 바탕으로 SUS 316L을 EM급 추력기 재료로 선정하였다. 추진제의 혼합비는 최소한 단일 추진제의 비추력보다 높은 비추력을 갖도록 설정되어야 하며 재료의 한계 사용 온도에 영향을 받는다. 재료 적합성 결과 SUS 316L을 사용하기로 하였기 때문에 매우 높은 온도를 갖는 혼합비를 선택할 수 없으므로 혼합비를 50으로 설정하였다. 연료 혼합비가 50 인 경우의 이론 비추력은 98 wt.% 과산화수소의 이론 비추력보다 높은 값을 가진다.
추진제 중 과산화수소의 분해를 위해서 기존 과산화수소 추력기에 널리 사용되었던 백금과 납/산화망간 촉매를 사용하기로 하였다. 촉매 지지체는 기존 Al2O3보다 높은 내열성을 갖는 바륨 헥사알루미네이트 및 지르코니아를 선정하여 성능 평가를 수행하기로 하였다. 백금 촉매는 함칩법을 통해 제작하며 염화백금산을 전구체로 사용하였다. 이 때 활성 물질 용액의 pH 값이 촉매의 분산도 및 흡착력과 관계가 있기 때문에 수산화나트륨 수용액을 사용해 활성 물질 용액의 pH를 변화시키면서 촉매를 제작하였으며 이에 대한 성능 평가를 실시하였다. 성능 평가는 플라스크 테스트로 수행하였으며, 실험 결과 약산성에서 제작된 촉매가 초기 분해성능이 가장 우수하였다. 납/산화망간 촉매 역시 함칩법에 의해 담지하며 하소 과정 및 세척 과정을 통해 제작된다.
추력기 성능 평가 실험을 수행하기 위해서 실험 스탠드와 추력 스탠드를 구성하였다. 추진제의 질량 유량을 측정하기 위해서 오리피스 플레이트를 설계하여 수류 실험을 수행하였다. 실험 결과 설계 유량 부근의 레이놀즈 수에서 일정한 오리피스 플레이트 상수를 갖는 것을 확인하였으며, 제작된 오리피스 플레이트를 통해 유량을 측정하는데 문제가 없다고 판단하였다. 추진제의 질량유량은 오리피스 플레이트에서 발생하는 압력 강하를 통해 계산되기 때문에 차압센서를 통해 압력 강하를 측정할 경우 보다 정확한 압력 차이를 측정할 수 있다. 실험 시스템은 5 N급 이상의 추력기 성능평가에 적합하도록 설계하였으며, 추력 측정은 로드셀을 통해 이루어진다.
인젝터에서 분사된 추진제의 고른 미립화는 추력기 및 로켓 엔진에서 매우 중요하다. 선행 연구 결과를 토대로 샤워 헤드 타입 인젝터를 사용하였을 경우 미립화는 떨어지지만 높은 응답 특성을 얻을 수 있었다. 그러나 소형 추력기에서는 샤워 헤드 타입 인젝터의 오리피스 개수 제한이 있기 때문에 추진제를 고르게 분사시키기 어렵다. 이를 해결하기 위해 촉매의 역류를 방지하기 위해 인젝터 후단에 설치되는 메쉬를 추진제와 충돌하도록 하여 추진제 미립화 및 모멘텀 감소 역할을 하도록 하였다. 실험 결과 메쉬를 장착한 경우 촉매 전단부의 온도가 증가하였으며, 즉 메쉬와의 충돌로 인해 추진제의 미립화가 증가하여 촉매 전단부에서 반응하는 추진제의 양이 증가하였고, 이로 인해 온도가 상승하게 된 것이다. 따라서 메쉬의 장착을 통해 반응에 참여하는 유효 촉매의 양을 증가시킬 수 있어 반응기 크기를 축소할 수 있다.
소형 추력기에 사용되는 촉매는 크기가 작기 때문에 압력 측정용 포트로 손실될 우려가 있다. 이를 방지하기 위해서 반응기 벽면 메쉬가 삽입되어야 한다. 이러한 촉매 손실은 대형 추력기에서는 촉매의 크기가 크기 때문에 발생하지 않는다. 반응기 벽면 메쉬의 삽입으로 인한 성능 저하는 여부는 실험을 통해 영향이 없음을 확인하였다. 그러나 촉매의 유실이 없어짐으로 인해 반응기 압력이 다소 안정한 경향이 나타났다. 따라서 소형 추력기의 실험 신뢰도를 높이기 위해서는 반응기 벽면 메쉬를 삽입하여야 한다. 소형 추력기의 설계는 기존 추력기 설계 방법을 토대로 진행하였다. 인젝터는 300 um 오리피스 4 개를 갖는 샤워헤드타입이며, parabolic approximation을 적용하여 bell 노즐을 설계하였다. 반응기는 촉매의 catalyst capacity를 파악하기 위해서 길이 방향으로 확장하여 설계하였으며, 구리 가스킷을 사용하여 체결하였다.
과산화수소/에탄올 추진제의 성능 평가 결과, 에탄올 연소로 인해 90 wt.% 과산화수소의 단열 분해 온도보다 약 90oC 높은 반응기 온도가 나타남을 확인하였으며, 비추력 역시 상승하였다. 반응기 압력 불안정성 역시 5% 미만으로 낮은 수준이므로 에탄올 혼합을 통한 과산화수소의 안정적인 비추력 향상이 가능함을 확인하였다. 백금 및 납/산화망간 촉매의 성능 평가를 수행한 결과 유사한 성능을 보여주었으며, catalyst capacity 역시 4 ~ 5 g/socm3 수준으로 나타났다. 촉매 지지체에 따른 성능 평가 결과 바륨 헥사알루미네이트와 지르코니아를 사용한 경우 모두 알루미나에 비해 높은 분해 성능을 보였으며, 바륨 헥사알루미네이트가 지로코니아에 비해서 cold start 응답특성이 우수하였으며, 압력 불안정성이 낮았다. 또한 1200oC의 고온에서 바륨 헥사알루미네이트의 BET surface area가 지르코니아에 비해서 매우 크기 때문에 바륨 헥사알루미네이트를 촉매 지지체로 사용하여 촉매를 제작하는 것이 유리하다고 판단하였다. 실험을 통해 파악한 catalyst capacity를 토대로 추력기를 제작하여 백금 및 납/산화망간 촉매의 성능 비교를 수행하였다. 실험 결과 백금 촉매를 사용한 경우 보다 높은 비추력을 나타내고 있었다. 실험 결과를 바탕으로 벨브 일체형 1 N급 초소형 추력기를 제작하여 성능평가를 수행하였다. 노즐의 과대 팽창으로 인해 다소 추력 손실이 발생하였으나 에탄올 혼합에 의한 비추력 증가가 나타났으며, 반응기 온도는 최대 924oC에 달하였다.
