Abstract
A performance evaluation is made in terms of thrust, impulse bit. and specific impulses for a set of mono-propellant hydrazine thrusters producing 0.95 lbf of nominal thrust at an inlet pressure of 350 psia. With a brief description on the hot-firing test configuration and procedures. a typical data obtained from steady-state firing mode is given directly showing the variational behavior of propellant supply pressure, mass flow rate, vacuum condition, and thrust. The performance features are successfully compared to the reference criteria of 1-lbf standard mono-propellant rocket engine. Additionally. a statistical inter-thruster treatment is concisely depicted for the justification of selected thrusters as a grouped member of flight model for spacecraft propulsion system.
추진제 주입압력 350 psia 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 성능평가 결과를 추력, 임펄스 비트, 비추력 등을 통하여 제시한다. 연소시험 형상과 절차에 대한 간략한 묘사와 더불어 정상상태 연소모드로부터 얻어지는 추진제 공급압력. 질량유량, 추력기 작동환경 진공도, 그리고 추력 등의 변이거동에 대한 전형적인 결과를 검토한다. 제시된 추력기 성능은 1-lbf급 표준형 단일추진제 로켓엔진의 기준성능에 성공적으로 비교된다. 선별된 추력기군을 위성체 추진시스템의 비행모델로 채택하기 위한 추력기간 성능편차에 대해 부연한다.
