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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학위논문
- 저자정보
- 지도교수
- 이균호
- 발행연도
- 2015
- 저작권
- 세종대학교 논문은 저작권에 의해 보호받습니다.
이용수29
이 논문의 연구 히스토리 (6)
2015
2014
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이원추진제 로켓엔진은 액체 연료와 액체 산화제간의 연소과정을 통해 고온 고압의 연소 생성물을 생성하여 노즐을 통과해 추력을 발생시키는 추진시스템이다. 현재 운용되고 있는 우주비행체의 이원추진제 연료로 액체수소/액체산소, 케로신 계열 연료 RP-1/액체산소 등 조합이 다양하게 존재한다. 이 중에서 모노메틸하이드라진(MMH, Monomethylhydrazine)과 사산화이질소(NTO, Dinitrogen Tetroxide) 이원추진제 조합은 뛰어난 저장성과 높은 비추력 장점을 갖고 있기 때문에 정지궤도위성의 자세제어용 추력기 및 궤도전이용 로켓엔진에 보편적으로 사용되는 추진제 조합이다.
국내에는 정지궤도를 도는 인공위성으로는 대표적으로 2010년 6월에 발사된 통신해양기상위성(COMS, Communication Ocean and Meteorological Satellite, 천리안 위성)이 있다. 통신해양기상위성에는 궤도전이와 궤도상 자세제어를 위해 화학추진시스템 중에서 이원추진시스템이 사용되었다. 하지만, 위성에 사용되는 이원추진시스템 국내 개발경험이 부족한 상황 때문에 통신해양기상위성 개발 당시 영국 Airbus Defence & Space(舊 EADS Astrium)사와 국제 공동개발을 통해 위성이 개발되었다. 한편, 국내에서는 2011년부터 정지궤도 위성에 대한 독자개발기술 확보 및 천리안 위성 임무를 대체할 목적으로 정지궤도복합위성(GEO-KOMPSAT-2, GK2) 개발 사업을 진행하는 등 기술 확보에 노력하고 있다. 정지궤도위성 연구개발에 대한 박차를 가하고 있는 분위기 속에서 본 연구에서는 이원추진시스템 독자 기술 확보 일환으로 정지궤도 위성 추진 시스템으로 사용되는 이원추진 방식의 로켓엔진 기술 개발에 대한 기초 연구로서, 연료와 산화제간의 화학반응을 고려하여 전산열유체 이론을 바탕으로 로켓엔진 내부 열유동 해석을 진행하였다. 구체적으로 정지궤도 위성 추진 시스템의 이원추진제로 주로 사용되는 모노메틸하이드라진과 사산화이질소를 본 연구에서 고려하였다.
본 연구에서는 이원추진제 로켓엔진에 대한 본격적인 수치 계산을 진행하기에 앞서 이원추진 방식 로켓엔진을 개발하는 대표적인 개발사와 개발된 엔진의 성능을 조사하여 동향을 분석하였다. 이원추진제 로켓엔진 동향 분석 내용과 함께 연료와 산화제의 화학 반응에 대한 이론적 접근을 수행하였다. 그 과정으로써 모노메틸하이드라진과 사산화이질소의 화학평형반응을 고려하여 생성물 평균 몰질량, 비열비, 단열화염온도 및 비추력을 계산하였다. 최종적으로 모노메틸하이드라진과 사산화이질소의 1단계 총괄반응 및 4단계 연소반응 모델을 고려하여 전산열유체 이론을 바탕으로 10N 이원추진제 로켓엔진 내부 열유동 해석을 진행하였다. 앞으로 국내에서 이원추진 방식 로켓엔진 개발을 진행함에 따라 본 연구의 내용을 기초 자료로 활용될 것으로 사료된다.
국내에는 정지궤도를 도는 인공위성으로는 대표적으로 2010년 6월에 발사된 통신해양기상위성(COMS, Communication Ocean and Meteorological Satellite, 천리안 위성)이 있다. 통신해양기상위성에는 궤도전이와 궤도상 자세제어를 위해 화학추진시스템 중에서 이원추진시스템이 사용되었다. 하지만, 위성에 사용되는 이원추진시스템 국내 개발경험이 부족한 상황 때문에 통신해양기상위성 개발 당시 영국 Airbus Defence & Space(舊 EADS Astrium)사와 국제 공동개발을 통해 위성이 개발되었다. 한편, 국내에서는 2011년부터 정지궤도 위성에 대한 독자개발기술 확보 및 천리안 위성 임무를 대체할 목적으로 정지궤도복합위성(GEO-KOMPSAT-2, GK2) 개발 사업을 진행하는 등 기술 확보에 노력하고 있다. 정지궤도위성 연구개발에 대한 박차를 가하고 있는 분위기 속에서 본 연구에서는 이원추진시스템 독자 기술 확보 일환으로 정지궤도 위성 추진 시스템으로 사용되는 이원추진 방식의 로켓엔진 기술 개발에 대한 기초 연구로서, 연료와 산화제간의 화학반응을 고려하여 전산열유체 이론을 바탕으로 로켓엔진 내부 열유동 해석을 진행하였다. 구체적으로 정지궤도 위성 추진 시스템의 이원추진제로 주로 사용되는 모노메틸하이드라진과 사산화이질소를 본 연구에서 고려하였다.
본 연구에서는 이원추진제 로켓엔진에 대한 본격적인 수치 계산을 진행하기에 앞서 이원추진 방식 로켓엔진을 개발하는 대표적인 개발사와 개발된 엔진의 성능을 조사하여 동향을 분석하였다. 이원추진제 로켓엔진 동향 분석 내용과 함께 연료와 산화제의 화학 반응에 대한 이론적 접근을 수행하였다. 그 과정으로써 모노메틸하이드라진과 사산화이질소의 화학평형반응을 고려하여 생성물 평균 몰질량, 비열비, 단열화염온도 및 비추력을 계산하였다. 최종적으로 모노메틸하이드라진과 사산화이질소의 1단계 총괄반응 및 4단계 연소반응 모델을 고려하여 전산열유체 이론을 바탕으로 10N 이원추진제 로켓엔진 내부 열유동 해석을 진행하였다. 앞으로 국내에서 이원추진 방식 로켓엔진 개발을 진행함에 따라 본 연구의 내용을 기초 자료로 활용될 것으로 사료된다.
목차
제 1 장 서 론 11.1 연구배경 및 연구의 필요성 11.2 국내외 연구 동향 21.2.1 이원추진시스템 개론 21.2.2 MMH/NTO 추진제 특성 41.2.3 MMH/NTO 화학반응 61.2.3.1 MMH 열분해 반응 61.2.3.2 MMH/NTO 화학반응 111.2.4 MMH/NTO 이원추진제 로켓엔진 개발동향 161.2.5 기존 연구사례 29제 2 장 전산열유체해석 이론 312.1 지배방정식 312.2 비점성 유속모델 332.3 난류모델 352.4 화학반응모델 362.5 MMH/NTO 화학평형반응 39제 3 장 해석결과 453.1 해석방법의 검증 453.1.1 전산열유체 방법 검증 453.1.2 화학평형반응 검증 473.2 해석모델 및 경계조건 553.3 해석결과 573.3.1 정체조건(Total Condition) 해석결과 573.3.2 1단계 화학반응 해석결과 643.3.3 4단계 화학반응 해석결과 66제 4 장 결 론 91참 고 문 헌 93ABSTRACT 97
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