Internal Ballistic Analysis of Solid Propellant Micro-Thruster

초소형 고체 추진제 추력기의 내탄도 성능연구

Internal Ballistic modeling and performance prediction for solid propellant micro thruster was performed with heat loss to the chamber wall as an important factor of miniaturization. Simple l-D end-burner type thruster and general HTPB-AP type composite propellant were selected for computation model. The results showed that the performance loss with the heat loss to the surroundings becomes larger as the surface-to-volume ratio is increased. In this case, the total impulse was reduced about 3% of the case in adiabatic condition.

고체추진제를 사용한 초소형 추력기의 내탄도 모델링과 성능예측에 관하여 기술하였으며, 특히 초소형화 되면서 고려해야하는 연소실 내의 열손실을 고려하였다. 추진제는 일반 HTPB-AP계열을 선택하였으며, 계산 모델은 간단한 1차원 축대칭 end-burner 모델로 정하였다. 연소실내의 화염에 노출되는 표면과 체적에 대한 비율을 변화시키면서 연소실 가스 온도, 압력, 추력을 계산하여 본 논문의 경우 열손실효과로 약 3%의 총역적 감소가 있음을 확인하였다.