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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학위논문
- 저자정보
- 지도교수
- 김정수
- 발행연도
- 2014
- 저작권
- 부경대학교 논문은 저작권에 의해 보호받습니다.
이용수16
이 논문의 연구 히스토리 (8)
2014
2013
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The propulsion system for attitude control of space vehicles can be classified into cold gas, monopropellant, bipropellant system. A trade-off study should be made for a selection of proper system among them, because each system has its own merits and disadvantages and there are a number of considerations to be taken, e.g., performance, mission capability, economic feasibility, safety, reliability, and so on. Hydrazine (N2H4), the currently representative monopropellant has merits such as long/stable storability, moderate specific impulse, easy throttling, low pollutants by plume, and low flame temperature. So, propulsion system utilizing hydrazine offers many advantages over the alternative approaches to performing the attitude control and station keeping function, though an application of bipropellant tends to increase recently along with the maturity of technology development. This paper summarized a ground hot-firing test results for the 70 N-class hydrazine thruster which may be employed in space launch vehicles. The thruster is designed to produce 67 N (15 lbf) of nominal steady-state thrust at an inlet pressure of 2.41 MPa (350 psia). A scrutiny into the performance characteristics of thruster is made in terms of thrust, propellant supply pressure, mass flow rate, chamber pressure and temperature. As results, it is confirmed that the thruster configuration was suitably designed for the requirement specified and it has excellent performance efficiencies.
목차
Abstract제 1 장 서 론 11.1 연구배경 및 목적 11.2 자세제어용 추력기 시스템 31.2.1 냉기체 추력기 시스템 31.2.2 이원추진제 추력기 시스템 41.2.3 단일추진제 추력기 시스템 4제 2 장 비충돌형 인젝터의 초기 분무거동 고찰 62.1 연구배경 62.2 실험장치 및 방법 72.3 실험결과 및 고찰 9제 3 장 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 지상연소시험 193.1 추력기 목표성능 및 시험절차 193.2 시험결과 및 검토 233.2.1 개발모델 하이드라진 추력기 설계검증시험 233.2.2 추력실 특성길이 변화에 따른 연소성능특성 32제 4 장 결 론 39참고문헌 41
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