Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회지)

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Steady-state Thrust Characteristics of Hydrazine Thruster for Attitude Control of Space Launch Vehicles

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 정상상태 추력 특성

  • 김종현 (부경대학교 대학원 에너지시스템공학과) ;
  • 정훈 (부경대학교 대학원 에너지시스템공학과) ;
  • 김정수 (부경대학교 기계공학과)
  • Received : 2012.10.10
  • Accepted : 2012.11.22
  • Published : 2012.12.01
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Abstract

An ambient hot-firing test was carried out for the hydrazine thruster which may be employed in the space launch vehicles. The thruster is designed to produce 67 N (15 $lb_f$) 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 at the steady-state firing mode. As a result, it is ensured that the practical performance efficiencies are above 89.1% compared to its ideal requirements.

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 지상연소시험을 수행하였다. 시험에 사용된 추력기는 추진제 주입압력 2.41 MPa (350 psia) 에서 정상상태 공칭추력 67 N (15 $lb_f$) 을 목표로 설계/제작 되었다. 개발모델 추력기의 성능특성 검토를 위해 정상상태 연소모드에서의 추력, 추진제 공급압력, 질량유량, 추력실 압력, 그리고 온도 등의 성능변수를 이용한다. 시험결과, 실제의 성능이 이론 요구규격 대비 89.1% 이상의 성능효율을 만족하는 것이 확인되었다.

Keywords

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