Investigation of advanced catalyst for monopropellant thruster was conducted. The propulsion performance of thruster is proportional to the square root of temperature of the catalyst bed. However, temperature tolerance of commercial catalyst is relatively low. Some catalysts are known to have high thermal resistance but their surface area and porosity are too low to be used in a monopropellant thruster. In the present paper, the effect of doping alumina with rare earth metal on the temperature tolerance of the catalyst was studied. New and environmently friend monopropellants including HAN and ADN have decomposition temperature much higher than that of N2H4 or hydrogen peroxide. Therefore, conventional catalyst cannot be used with these high performance green monopropellants. On the other hand, the active material on the catalyst support has temperature tolerance much higher than the catalyst support itself.
The candidate catalyst, namely, La hexaaluminate (LHA) was prepared and drop test was conducted to determine the reactivity of catalyst. A 10 N monopropellant was built for the experiment with the candidate catalyst in it. The same set of experiments was carried out with commercial gamma alumina as a control group. The catalysts were analyzed before and after the firing test in a thruster. The analyses include BET, XRD and XRF. For safety, hydrogen peroxides of 98 wt% were used in all the experiments.
From the experimental study and analysis, catalyst loss rate, pressure instability, pressure drop, efficiency of characteristic velocity, and loss of active material were determined. The duration and feed condition of the thruster firing tests were identical for comparison. Monopropellant was fed at three different feed pressures at 11, 12 and 13 bar and operation time was 2s and 4s. Out of the preliminary test, the best test condition was determined at feed pressure of 12 bar and run time of 4s. The measured chamber pressure and propellant mass flow rate were 7.61 bar and 6.50 g/s for gamma alumina and 7.78 bar and 6.57 g/s for LHA. Pressure instability decreased from 25.68% with gamma alumina to 9.03% with LHA.
From the experimental evidence, LHA can be used with monopropellant that decompose at much higher temperature than conventional monopropellant without suffering performance loss.
단일 추진제 추력기에 사용하기 위한 성능이 향상된 촉매에 대한 연구를 수행하였다. 추력기의 성능은 촉매 베드의 온도의 제곱근에 비례하는 특성을 가진다. 하지만 상용 촉매들은 상대적으로 내열특성이 낮다. 몇몇 촉매들은 높은 내열특성이지만 표면적과 기공크기가 너무 작아서 반응성을 저하시키기 때문에 단일추진제 추력기에 사용할 수 없다. 본 연구에서는 희토류 금속이 도핑된 알루미나 촉매의 내열 특성에 대하여 조사하였다. 친환경 단일추진제로 연구되어지고 있는 HAN, ADN 등의 추진제는 하이드라진, 과산화수소보다 높은 분해온도를 제공한다. 그러므로 기존에 사용되어온 촉매지지체는 이들 고성능 친환경 단일추진제와 함께 사용될 수 없다. 반면, 활성물질들은 촉매 지지체보다 우수한 내열특성을 갖는다.
‘란타늄 헥사 알루미네이트’라고 불리우는 후보 촉매가 준비되고, 촉매의 반응성을 확인하기위하여 반응성 실험을 수행하였다. 10 N급 단일추진제 추력기를 제작하여 추력기 작동 실험을 진행하였다. 동일 조건에서 감마 알루미나 촉매를 비교군으로 실험을 수행하였다. 촉매특성은 추력기 작동실험 전, 후의 촉매 분석을 통해 비교하였다. 수행한 분석법은 BET 표면적 분석법, 결정상 구조를 확인하는 XRD 분석법, 활성물질의 담지량을 확인하는 XRF 분석법을 수행하였다. 안전을 위해 본 연구에서 추진제로는 98 wt%의 과산화수소를 사용하였다.
실험과 분석을 통해 촉매의 손실율, 압력 불안정성, 압력 강하, 특성속도효율, 활성물질 변화량을 확인하였다. 추력기 작동 실험의 가압조건과 지속시간 등은 비교를 위하여 두가지 촉매에 동일하게 수행하였다. 가압 압력은 11 bar, 12 bar, 13 bar 가압조건에서 각각 2 s, 4 s의 작동시간을 가진다. 실험에서 12 bar에서 4 s 작동 실험에서 최적의 비교조건이 결정되었다. 이때 측정된 챔버 압력과 추진제 질량 유량은 감마알루미나 7.61 bar, 6.5 g/s, LHA 7.78 bar, 6.57 g/s였다. 압력 불안정성은 감마알루미나를 사용하였을 때 25.68%에서 LHA를 사용하였을 때 9.03%로 감소되었다.
실험결과로부터 LHA는 보다 높은 온도 환경에서의 단일추진제의 분해반응에서 기존에 널리 사용되어온 감마알루미나보다 내열특성이 우수하였고, 또한 성능저하가 없음을 확인하였다.
