Hydrogen Peroxide monopropellant thruster has advantages of utilizing environmentally-friendly green propellant and has high reliability due to system simplicity. It has been used in applications such as the attitude control system of launch vehicles or the descent engines of the lander spacecraft. The major failure modes of the monopropellant thrusters are induced by the phenomena occurring during the transient period; 1) fail to achieve steady-state condition at the ignition transient, 2) combustion instability during the steady-state operation. In the current work, a novel dynamic model was developed to emulate the ignition transient of the catalytic reactor and improved the existing concentrated combustion model to predict the occurrence of the combustion instability during the steady-state operation. Comparison with the experimental data from the firing tests was conducted for the validation, and the models were utilized in predicting the changes of the thruster responses according to the design configurations and operating conditions. Also, a preliminary design method for stable operation of the monopropellant thruster was suggested using the results from the parametric studies.
과산화수소 단일추진제 추력기는 친환경 추진제를 활용하여 개발 및 운용 비용이 낮고, 구조적으로 단순하여 높은 신뢰도를 갖는다는 장점이 있으며, 현재 발사체의 자세제어용 엔진 또는 착륙선의 하강 엔진 등에 사용되고 있다. 단일추진제 추력기 작동의 실패 요인은 주로 동적 거동 시 발생하는 현상에 기인하며, 시동 초기의 정상 상태 도달 실패 혹은 정상 작동 중 연소 불안정성에 의해 일어난다. 본 연구에서는 동적 모델을 개발하여 시동 초기의 촉매 반응기를 모사하여 정상 상태 도달 여부와 과도 구간에서의 특성을 예측하였으며, Concentrated Combustion 모델의 개선을 통해 과산화수소 단일추진제 추력기의 정상 상태 작동 시 연소 불안정성 현상의 발생 여부와 불안정성의 특성을 예측하였다. 연소 실험 결과와의 비교 대조를 통해 모델을 검증하였으며, 이를 활용해 다양한 설계 요건과 작동 조건에서의 추력기 특성의 변화를 예측했다. 또한 이를 기반으로 안정적인 운용을 위한 추력기 설계안을 제시했다.
