Recently, CubeSat and related propulsion systems have been growing rapidly. However, domestic CubeSat propulsion systems are insufficient. Therefore, the research of design of CubeSat propulsion system using hydrogen peroxide monopropellant thruster was conducted. The miniaturization of the thruster was done in the order of the first thruster based on the study of existing thrusters with the large thrust, the second thruster complementing the first thruster, and the third thruster complementing the second thruster. In the third thruster with the 0.25N thrust, the hydrogen peroxide mass flow rate and the combustion chamber pressure were measured close to the specifications, the combustion chamber temperature remained low due to the inevitable heat loss, the characteristic velocity efficiency were calculated as 0.933 and 0.980, and the thermal efficiency was calculated as 0.637. As a result, the key elements of the miniaturization of the thruster are the catalyst with the high surface area per unit volume, the high stiffness, and the high heat resistance, the slenderness ratio of the catalyst bed with the upper limit of the propellant residence time, and the high combustion chamber temperature. The design of the propulsion system was done in the order of the first propulsion system as the payload of IPECK (Ionospheric Plasma Exploration CubeSat of KAIST), and the second propulsion system complementing the first propulsion system. The second propulsion system includes the seal and separate parts for the injection and the drain of the pressurant, the propellant pressure tank, the seal and separate parts for the injection and the drain of the propellant, the solenoid valve for the supply of the propellant, the thruster with the solenoid valve and the filter, the fitting, and the structure.
최근 큐브위성 및 관련 추진 시스템이 빠르게 성장하고 있다. 하지만 국내 큐브위성 추진 시스템은 미비하다. 이에 과산화수소 단일추진제 추력기를 이용하는 큐브위성 추진 시스템 설계에 관한 연구를 수행하였다. 기존 큰 추력의 추력기 연구를 바탕으로 한 1차 추력기, 1차 추력기를 보완한 2차 추력기, 2차 추력기를 보완한 3차 추력기 순으로 추력기 소형화가 진행되었다. 0.25N 추력의 3차 추력기에서 과산화수소 질량 유량과 연소실 압력은 제원 및 사양에 근접하게 측정되었고 연소실 온도는 필연적인 열 손실로 인해 낮게 머물렀으며 특성 속도 효율과 열 효율은 0.933 및 0.980과 0.637로 계산되었다. 결론적으로 추력기 소형화 핵심 요소는 큰 촉매의 단위 부피당 표면적과 높은 강성 및 내열성을 가지는 촉매, 추진제의 체류 시간 상한선을 가지는 촉매대 세장비, 높은 연소실 온도이다. IPECK의 초기 탑재체인 1차 추진 시스템, 1차 추진 시스템을 보완한 2차 추진 시스템 순으로 추진 시스템 설계가 진행되었다. 2차 추진 시스템은 가압제 주입 및 배출 기밀용 마개 및 별도의 부품, 추진제 압력탱크, 추진제 주입 및 배출 기밀용 마개 및 별도의 부품, 추진제 공급 솔레노이드 밸브, 솔레노이드 밸브와 필터를 포함하는 추력기, 배관, 구조체로 구성되었다.
