Storable propellant thrusters are needed for space exploration. Conventional storable propellants, however, are extremely toxic and carcinogenic. This thesis investigates development of a storable bipropel-lant thrusters that can be used for space exploration. For navigation of a spacecraft, thrusters for attitude control and thrusters for orbit transfer are needed. Attitude control thrusters are fired in repeated pulses and orbit transfer thrusters are fired continuously for tens of seconds to provide the spacecraft with sufficient Δv. This thesis selected non-toxic hydrogen peroxide/kerosene bipropellant thruster and investigated necessary improvement for firing over 30 seconds. Compared to the attitude control thrusters that fire in pulses of milli-seconds, orbit transfer thrusters must fire at least for 30 seconds. As the firing duration increases, the thermal load to the thruster wall must be controlled in order to prevent the melt-down due to excessive heat from the combustion.
A simple one dimensional analysis with empirical data was used to predict the thermal load to the thruster wall and to select appropriate cooling design. The analysis on the existing in-house design of 800 N bipropellant thruster favored film cooling over more complex regenerative cooling due to the size limitation. The analysis also predicted that required cooling mass flow rate was 70 g/s without undermining the overall propulsion performance of the thruster. Although the thermal load was effectively controlled by the film cool-ing, the poisoning of catalyst bed for hydrogen peroxide decomposition caused deterioration of catalyst sup-port material and significant increase of pressure drop across the catalyst bed as a consequence.
The effect of the stabilizer ions on the catalyst degradation was experimentally investigated for MnO2/Al2O3 and MnO2+PbO/Al2O3 catalysts. A careful comparative study revealed that phosphate ions in-cluded in the 90 wt% hydrogen peroxide as a stabilizer incurred severe disruption of the catalyst by covering the active material. The disruption was worse with Pb doped MnO2 catalyst than with MnO2 catalyst. Both catalysts that had been used in a thruster were sampled and analyzed by BET and EDS. On both catalysts, significant amount of phosphate was detected. The amount of phosphate on Pb doped MnO2 was four times as high as the pure MnO2. We discovered that the deposition of the phosphate on the catalyst surface prohib-ited the contact of the hydrogen peroxide and active material and concluded the phosphate ions must be replaced by other stabilizing agent.
Beside catalytic decomposition, hydrogen peroxide was known to decompose by heat. We hypothe-sized that the pressure drop across the catalyst bed can be reduced by reducing the catalyst surface area al-lowing partial decomposition of hydrogen peroxide and thermal decomposition of remaining hydrogen per-oxide within combustion chamber. The thesis describes a parametric study with the chamber length and cata-lyst surface area. The pressure drop was reduced by 70 % without significant increase of the length of the combustion chamber
과산화수소/케로신 이원추진제 추력기는 저장성 추진제를 사용하기 때문에 우주 탐사 혹은 달탐사와 같은 장기 임무에 적합한 추력기이다. 기존 KAIST에서는 과산화수소/케로신을 이용한 이원추진제 추력기의 성공적인 연소실험을 완료하였으나, 장기임무 수행에 대한 성능 평가가 전혀 이루어지지 않았다. 이에 본 연구에서는 과산화수소/케로신 이원추진제 추력기의 장기 연소 실험을 통해 성능을 평가하고 발견된 문제점을 해결하는데 초점을 맞추었다.
개발된 이원추진제 추력기의 장기 임무 시 나타날 수 있는 문제점을 확인하기 위하여 먼저 장기 연소 실험을 수행하였다. 이원추진제 추력기는 장기 작동 시 고온 고압의 연소가스가 생성되므로 연소실 내벽에 별도의 냉각장치가 필요하다. 따라서 대표적인 냉각방식인 재생냉각과 막 냉각의 적용 가능성을 검토하고 장기 연소 실험을 진행하였다. 먼저 재생냉각의 경우 추진제의 낭비가 없는 우수한 냉각 방식이나 현재 개발된 800 N급의 추력기에는 가공의 한계로 인하여 적용하기 어려웠다. 막 냉각은 추진제의 소모가 다소 발생하지만, 현재 보유한 추력기에 충분히 적용할 수 있으며 냉각 유량은 약 70 g/s (산화제 유량의 약 30 %) 정도 필요한 것으로 계산되었다. 계산된 유량을 토대로 이원추진제 추력기의 장기 연소 시험을 수행하였고 성공적으로 냉각이 이루어졌음을 확인하였다. 장기 연소 시험에서 나타난 문제점은 크게 두 가지였다. 첫 번째는 과산화수소 분해 촉매가 과산화수소 내 안정제에 의해 성능이 저하되는 현상이고, 두 번째는 촉매 반응기에서 과도한 압력강하로 인하여 추력기와 가압시스템에 큰 부하가 발생하는 문제이다.
첫 번째 문제를 해결하기 위하여 과산화수소의 안정제와 촉매 종류에 따른 촉매 성능 변화 연구를 진행하였다. 안정제는 주석안정제와 인산안정제를 사용하였고, 촉매는 MnO2/Al2O3 촉매와 MnO2+PbO/Al2O3 촉매를 사용하였다. 내구성 변화를 살펴보기 위한 단일추진제 추력기 실험결과 주석안정제는 작동시간 동안 촉매 성능의 변화가 관찰되지 않았지만, 인산안정제는 두 가지 촉매 모두에서 성능이 지속해서 하락하였다. 특히 성능 하락은 MnO2+PbO/Al2O3 촉매에서 두드러지게 발생하였으며 작동이 끝나는 시점에서는 과산화수소를 전혀 분해하지 못하는 현상이 관찰되었다. 따라서 인산안정제는 추력기에 사용되는 과산화수소에는 적합하지 않음을 확인하였다. 인산안정제에 의한 성능 저하 원인을 밝히기 위해 촉매 분석을 수행하였다. EDS 실험 결과 인산 안정제를 사용한 경우 촉매 표면에 인 원소가 검출되었으며 인 원소의 양은 MnO2+PbO/Al2O3 촉매에서 4배 정도 높게 검출되었다. 이는 MnO2+PbO/Al2O3 촉매를 이용한 단일추진제 추력기 실험에서 촉매 성능이 크게 하락한 것에 대한 원인이다. 위 결과들을 종합할 때 과산화수소 안정제로는 주석이온이 적합하며 촉매의 내구성은 MnO2/Al2O3 촉매가 더 우수함을 확인하였다.
두 번째 문제를 해결하기 위하여 촉매 반응기를 감소시켜 촉매에 의한 분해량을 줄이고 연소 열을 이용한 열분해를 늘리는 방식을 적용하였다. 촉매 반응기의 크기 감소는 6-10 mesh 촉매 100% 충진과 10-16 mesh 촉매 50% 충진 두 가지 방법으로 이루어졌다. 실험 결과 두 가지 방식 모두 단일추진제 상태에선 15 cm, 이원추진제 상태에선 8 cm의 열분해를 위한 추가적인 연소실 길이가 필요함을 확인하였다. 압력강하는 6-10 mesh 촉매 100% 경우 70%, 10-16 mesh 촉매 50% 경우 30%~40% 수준의 개선 효과가 있었다. 따라서 압력강하 개선을 위해서는 기존 촉매 알갱이보다 큰 알갱이를 사용하여 촉매량을 감소시키는 방법이 우수함을 밝혀냈다.
실험결과의 정확한 분석을 위해 과산화수소의 열분해 효과에 대한 해석적 연구를 진행하였다. 해석은 실험결과를 바탕으로 만들어진 아레니우스(Arrhenius)식을 이용하였으며 단일추진제 상태에서만 해석을 진행하였다. 해석 결과 촉매 반응기에서 약 83~84%의 분해효율을 가지는 것을 확인하였으며 이보다 분해효율이 낮을 경우 열분해 효과가 급격히 감소하는 것을 확인하였다. 따라서 과산화수소 열분해 적용을 위해서는 적어도 80% 이상의 분해효율을 가지는 촉매 반응기가 필요함을 확인하였다.
마지막으로 열분해를 위해 증가한 연소실 길이를 감소시키기 위해 케로신 분사기 개선 연구를 진행하였다. 연소실의 길이가 길어질수록 냉각에 필요한 유량 역시 증가하기 때문에 연소실 길이 문제는 반드시 개선되어야 한다. 개선 방법은 기존의 축 방향(axial) 분사기에서 혼합효율이 높은 횡 방향(Transverse) 분사기로 설계 변경을 하였다. 횡 방향 분사기의 설계는 실험결과를 기반으로 만든 실험식을 이용하였다. 설계된 분사기로 실험을 수행한 결과 연소실의 길이를 6.5 cm 감소시킬 수 있었다. 따라서 열분해 효과를 위해 연소실의 길이가 8 cm 증가하였지만, 분사기 개선을 통해 6.5 cm를 감소시켰으므로 최종 연소실 길이는 약 1.5 cm 증가하는 수준에서 머물렀다.
위 연구들을 통해 과산화수소/케로신 이원추진제 추력기의 장기 임무 수행에 적합한 성능 향상을 이루었다. 개선된 성능을 바탕으로 향후 수천 N급으로의 추력기 대형화가 가능할 것이며, 다양한 장기 우주 임무에 적용 될 수 있다.
