Numerous space missions have been planned and performed in response to the growth in the commercial space market worldwide. Executing more missions in a brief time requires low development cost and a flexible system. The small satellite is key in cost-effective and low development time to settle the requisite; besides, it increases in opportunity for access to space. As a result, the study of subsystems to equip small satellites has been a subject of research. A thruster is one of the primary subsystems to consider; in particular, a throttleable thruster that provides a deep smooth thrust contributes to achieving missions such as rendezvous, orbit maneuvering, and docking more accurately. Previous studies have also shown that a throttleable thruster supports propellant usage efficiently and increases the payload margin by 7%–2% during the mission. For these reasons, throttling methods have been researched. However, the researched methods were not enough to equip the small satellite due to the complexity of the system, weight load, and instability on low thrust required for precise control operation. To overcome the disadvantages, a throttleable variable-area injector that can maintain the simplicity of the system and enable deep throttling is proposed in this study. The proposed injector, called a dual-plate injector, provides deep throttling by allowing the pressure drop and orifice area to be changed without delicate movement or additional valves. The dual-plate injector can achieve maximum deep throttling performance due to operating high-pressure drop at the injector while supplying a low mass flow rate. Moreover, the dual-plate injector is designed to minimize dribble volume loss during the transient duration. Through the study, the conceptual design of the dual-plate injector was suggested. It was examined through firing tests to verify feasibility, and its characteristics were evaluated parametrically based on the experimental data.
근래 우주 시장의 성장에 대응하여 수많은 우주 임무가 계획되고 수행되고 있다. 짧은 시간내에 많은 임무를 수행하기 위해서는 개발 비용이 적고 효율적인 시스템이 필요하다. 소형 비행체는 개발 비용과 개발 시간을 효율적으로 단축시킬 수 있는 핵심적인 역할을 하며 다양한 우주 임무 수행을 돕는다. 그런 이유로 소형 비행체에 적용 가능한 하위 시스템에 대한 연구가 많이 진행되고 있는데, 추력기는 고려해야할 주요 시스템 중 하나이다. 특히, 광범위한 추력 범위를 제공하는 추력기의 경우 랑데부, 궤도 보정 및 기동, 도킹, 착륙과 같은 고급 임무를 보다 더 정확하게 수행할 수 있도록 한다. 이전 연구에 의하면 추력 제어 가능한 추력기를 위성에 장착할 경우, 임무 중 효율적인 추진제를 사용할 수 있으며 탑재체 무게 하중의 마진이 7% 에서 2% 증가하게 된다. 이러한 이유로 1930 년대부터 추력 제어 방법에 대한 연구가 진행되었다. 문헌 조사에 의하면 기본적으로 여덟 가지의 추력 제어 방법이 있는데, 인젝터 차압 조절로 유량을 제어하는 고차압 인젝터, 선택 가능한 매니폴드를 통해 다양한 주입 요소 영역을 변경하는 이중 매니폴드 인젝터, 유로에 기체를 주입하여 유량을 제어하는 기체 주입 장치, 여러 개의 연소실을 추력 수준에 맞춰 개별적으로 사용하는 다중 챔버, 온-오프 사이클링을 사용하는 펄스 변조, 이동식 요소를 사용하여 유로의 면적을 변경하는 가변 인젝터, 노즐 목의 영역을 변경하는 노즐 목 변경, 압력을 분리하여 추진제 분사 속도를 제어하는 유체 역학적 분산 인젝터 등이 있다. 하지만, 위 추력 제어 방법들은 소형 위성에 장착하기에 몇 가지 공통적인 단점이 있다. 시스템의 복잡성, 무게 하중, 위성 정밀 제어에 필요한 저추력 구간의 불안정성 등이 그것이다. 따라서, 본 연구에서는 앞선 연구의 단점을 보완하며 단순한 시스템과 10:1 의 광범위한 추력 범위를 제공하는 가변 면적 인젝터를 제안하고자 한다. 연구를 통해 제안된 이중판 인젝터는 정교한 구동부나 밸브 추가 없이 두개의 판을 교차시켜 오리피스 면적을 조절함으로써 인젝터 차압과 유량을 동시에 제어하는 방식이다. 한 개의 판에는 추력 범위에 따른 오리피스가 정렬되어 있으며, 이 판의 전단에 한 개의 판을 추가하여 추력 수준에 해당하는 오리피스를 개방하는 형태이다. 본 인젝터는 추진제 유량이 감소함에 따라 인젝터 압력 강하가 증가되도록 설계하였다. 이는 추진제의 분무 및 미립화를 높여 연소 안정성을 제공하고 전 추력 범위에서 성능을 안정적으로 제공한다. 또한, 드리블 볼륨을 최소화시켜 높은 응답성을 제공해준다. 이중판 인젝터는 50 N 급 단일추진제 추력기의 광범위한 추력 제어를 목표로 하고 있다. 연구를 통해 이중판 인젝터의 설계를 제안했으며, 수류 및 연소 실험을 통해 설계 가능성을 검증하였다. 더 나아가 실험 결과 데이터를 기반으로 이중판 인젝터의 특성을 분석해보았다.
