Test & Evaluation for the Configuration Optimization of Thrust Chamber in 70 N-class N₂H₄ Thruster (Part II: Pulse-mode Performance According to the Chamber Length Variation)

Research Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2014.18.1.050

70 N급 하이드라진 추력기의 추력실 최적설계와 시험평가 (Part II: 추력실 길이변화에 따른 펄스모드 성능특성)

정 훈

․ 김종현

․ 김정수

Test & Evaluation for the Configuration Optimization of Thrust Chamber in 70 N-class N

2

4

(Part II: Pulse-mode Performance According to the Chamber Length Variation)

Hun Jung

․ Jong Hyun Kim

․ Jeong Soo Kim

a

Department of Mechanical Engineering, Graduate School, Pukyong National University, Korea

b

Department of Mechanical Engineering, Pukyong National University, Korea

*

Corresponding author. E-mail: [email protected]

ABSTRACT

A ground hot-firing test (HFT) was conducted to take out the optimal design configurations for the thrust chamber of 70 N-class liquid rocket engine under development. Monopropellant grade (purity:

≥ 98.5%) hydrazine was adopted as a propellant for the HFT, and three kinds of thrust chambers having characteristic lengths (  ) of 2.79, 2.95, and 3.13 m were selected for their performance evaluation. It is revealed through the test and evaluation that the increase of the   leads to a performance degradation in the test condition specified, and pulse response performance of the development model shows superior characteristics to commercialized hydrazine thrusters.

초 록

70 N급 액체로켓엔진 개발모델의 추력실 최적설계형상 도출을 위한 지상연소시험을 수행하였다. 단 일추진제급(순도: ≥ 98.5%) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 선정되었고, 특성길이(  ) 2.79, 2.95, 그리고 3.13 m를 갖는 추력실에 대한 성능평가가 수행되었다. 시험조건 내에서의 촉매대   증가는 추력기의 성능저하를 야기하는 것이 관찰되었으며, 개발모델의 펄스응답 성능이 현재 상용화되어 있는 하이드라진 추력기와 비교하여 우수한 것이 확인되었다.

Key Words: Liquid Rocket Engine(액체로켓엔진), Chamber Length(챔버길이), Characteristic Length(특성길이), Pulse Mode(펄스모드), Response Performance(응답성능)

Received 2 October 2013 / Revised 9 January 2014 / Accepted 13 January 2014 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548 / http://journal.kspe.org

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Parameter Requirements Vacuum thrust, 

_{67±5 N} Propellant flow rate,   29.2 g/s Specific impulse, 

_{225±8 s} Nozzle expansion ratio,



 

50 (vacuum) 10 (sea level)



dissociation rate,  _66±8%

Pressure (upper chamber), 

_{1.55 MPa} Pressure (lower chamber), 

_{1.38 MPa} Table 1. Design specifications of 70 N-class hydrazine

thruster with 50:1 nozzle (@P

=2.41 MPa:

design criterion).

1. 서 론

유량제어밸브(flow control valve, FCV) 및 추 력실 조립체(thrust chamber assembly, TCA: 열 차폐관, 추진제 주입관, 인젝터, 추력실, 노즐 등) 로 구성되는 하이드라진(N

H

) 추력기는 추진제 의 자발분해에 의해 생성된 고온‧고압의 기체가 축소-확대(converging-diverging) 노즐을 통해 분 출됨으로써 추력을 발생시킨다. 때문에, 추력기 의 성능은 추력실 내부에서의 촉매와 추진제의 분해반응 특성에 지배적인 영향을 받는다. 특히, 촉매대(catalyst bed) 규격(길이, 내경, 촉매 제원 등)은 연소실의 유동체류시간(flow residence time)을 결정하는 매우 중요한 성능변수이므로 [1-3], 그와 같은 설계변수에 따른 성능시험은 고 성능의 추력기 개발을 위해 필수적이다. 이러한 이유로, 하이드라진 추력기 개발 초기 단계부터 시작된 촉매대 최적 설계제원 도출과 관련한 연 구가 현재까지도 유관기술 선진국에서 활발히 진행되고 있다[2-5].

우리나라의 경우 다목적실용위성(KOMPSAT) 시리즈의 추진시스템 개발을 통해 소형급 하이 드라진 추력기의 제작‧조립‧시험 기술을 확보하 고는 있으나[6-8], 소형 액체로켓엔진의 원천적 설계개발 기술에 대한 연구는 아직 부족한 실정 이다. 이에 따라 본 연구팀은, 인공위성, 탐사선, 우주발사체 등과 같은 우주비행체의 주 엔진 (primary engine) 및 자세제어용 추력기로 적용 가능한 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 개 발연구를 진행하고 있다. 관련연구를 통해 추력 4.5-1,000 N 대역의 소‧중‧대형급 추력기에 대한 TCA 설계 요소기술이 확보되었으며, 설계모델의 성능검증과 더불어 가공성 및 조립성 평가를 위 해 70 N급 추력기에 대한 지상연소시험을 수행 하였다. 또, 전술한 바와 같이 하이드라진 추력 기의 성능은 추력실 형상에 직접적인 영향을 받 으므로, 연소실 특성길이(characteristic length,

 ) 변화가 추력기 성능특성에 미치는 영향을 정상상태 연소모드(steady-state firing mode, SSF) 조건에서 고찰한 바 있다[9-12].

본 연구에서는 정상상태 연소모드 성능평가에

이어, 촉매대의   변이에 따른 펄스모드 연소 (pulse mode firing, PMF) 성능을 비교/분석하 고자 한다. 고정된 연소실 길이에서 내경의 변화 가 펄스모드 성능에 미치는 영향을 고찰한 연구 가 Part I에서 다루어 졌으며, 본 논문에서는 연 소실의 길이를 시험변수로 적용한 성능평가 결 과가 기술된다. 시험모델별 추력실 압력 및 온 도, 하이드라진 분해반응 결과, 추력, 임펄스 비 트, 그리고 비추력 성능 등을 정량적으로 비교하 고, 우주비행체 자세제어용 추력기의 중요 성능 변수인 펄스 응답성을 확인한다.

2. 추력기 설계규격 및 시험절차

설계성능이 검증된 70 N급 단일액체로켓엔진

의 주요 요구성능을 Table 1에 요약한다. 개발모

델은 고고도 혹은 우주공간에서의 운용을 위하

여 노즐 확대비는 50:1, 추진제 질량유량은 공급

압력 2.41 MPa (350 psia)에서 29.2 g/s가 되도

록 설계‧제작 되었으며, 목표추력은 정상상태 진

공환경 기준 67±5 N (15±1 lb

) 이다. 본 연구에

적용된 TCA의 추력실은 상‧하단 촉매대와 초음

속 노즐 축소부 전단에 위치한 정체실(plenum

chamber)로 구분된다. 각각의 촉매대에는 이리

Fig. 1 70 N-class hydrazine thruster installed on thrust measurement rig (TMR).

Fig. 2 Sample images of GUI for DACS software and thrust calibration curve.

Supply pressure, 

2.41 MPa Firing signal period 5.0 s Electrical pulse width, EPW 0.5 s No. of pulse 50 Test Case [  _{, m]}

(standard-length model: AAA)

AAA [2.95]

AAB [3.13]

AAC [2.79]

Table 2. Test parameter variation for the performance evaluation of development models.

듐/알루미나(Ir/Al

O

) 촉매가 충전되었으며, MIL-PRF-26536F[13]에 따라 순도 99.09 wt%의 단일추진제급(purity: ≥ 98.5 wt%) 하이드라진 이 연소시험용 추진제로 선정되었다. 성능검증 시험시, 추력기 노즐은 면적비 10:1의 지상연소 시험용 노즐을 별도로 제작하여 사용하였다. 이 때, 지상환경조건(sea level) 구동시 노즐 내부유 동의 과대팽창(over-expanded) 결과로 발생될 수 있는 충격파 등에 의한 추력 손실을 최소화하기 위하여 수치해석을 통해 노즐 내부형상(contour) 을 수정하였다[14]. 시험평가모델의 경우 영구체 결 방식이 아닌 플랜지 조립방식을 채택하여 매 개변수 연구(parametric study)가 가능하도록 하 였으며, 개발모델의 성능검증을 위해 각 구성품 별로 압력, 온도, 배기조성 등의 성능변수를 측 정할 수 있도록 별도의 포트를 구성하였다. 또, 정확한 비추력 산정을 위해 ±0.1%의 정밀도 그 리고 ±0.05%의 반복정밀도(repeatability)를 갖는 코리올리(Coriolis) 유량계를 이용하여 추진제 공 급유량을 실시간으로 측정하였다.

로켓엔진의 성공적인 개발을 위해서는 정확한

추력 측정 및 보정이 반드시 요구되므로, Fig. 1 과 같이 추력기 접속부, 로드셀, 추력 교정시스 템 등으로 구성되는 정밀추력측정장치(thrust measurement rig, TMR)를 설계‧제작하였다. 그 림과 같이 전체 시험측정 형상이 구성되면 추력 교정용 추를 이용하여 정밀보정을 수행하며, 시 험설비 구동 및 추력기 성능변수 획득은 자체구 성한 데이터수집제어장치(data acquisition and control system, DACS)를 이용하였다. Fig. 2에 DACS 소프트웨어의 GUI(graphical user interface) 일부와 추력보정곡선(thrust calibration curve)을 예시로서 나타낸다.

추력기 성능평가는 하단 촉매대의 길이 변화 에 따라 정상상태 연소모드 및 펄스모드에 대해 수행되었으며, 본 논문에서는 설계기준 추진제 공급압력인 2.41 MPa에서의 펄스모드 시험결과 를 기술하기로 한다. 펄스주기는 5.0 s, 밸브개구 신호(firing signal, FSIG)의 펄스 폭(electrical pulse width, EPW)은 0.5 s로 설정하였으며, 주 요 시험변수를 Table 2에 나타낸다. 추진제 공급 은 pressure-regulated 방식이 적용되었으며, 촉 매대의 구조적‧화학적 안정화를 위해 burn-in 과 정을 거친 후 설정된 절차에 기초하여 연소시험 을 수행하였다.

3. 지상연소시험 결과 및 고찰

하이드라진 추력기의 성능에 직접적으로 관계

하는 암모니아 해리율(dissociation rate, X)은

 _{ [m]}

(Case)

PMF SSF*



[K] 

[K] 

[K]

2.79 (AAC) 1,124 1,014 1,032 2.95 (AAA) 1,125 1,017 1,029 3.13 (AAB) 1,102 1,000 1,025

*EPW @SSF = 20 s

Table 3. Temperatures at the thrust chambers designated.

Parameter   = 2.79 m 2.95 m 3.13 m

 [%] 78.8 79.3 79.8

 1.321 1.322 1.324

NH

[%] 10.38 10.14 9.86 N

[%] 31.60 31.64 31.69 H

[%] 58.02 58.22 58.45 Table 4. Product gas composition derived from the

temperature of each plenum chamber at SSF.

Fig. 3 Thermal behavior at PMF with P

= 2.41 MPa.

Eq. 1과 같이 추력실 내부의 정체온도에 종속하 는 것이 실험을 통해 확인된 바 있으므로[15], 개발모델의 해리율 산출을 위해 추력실 내부온 도를 측정하였다.

   ^{  }

 ^ (1)

인젝터로부터 상단 촉매대로 분사된 하이드라진 은 1차적으로 Eq. 2[2]와 같이 암모니아와 질소 로 분해되는 발열반응이 발생한다. 이후, 그 생 성물인 암모니아가 질소와 수소로 재분해 되는 데(Eq. 3[2]), 추력실 내부의 최종온도는 이때의 흡열반응을 통해 결정되고 흡열반응의 정도는 촉매대의 특성길이 등에 종속된다.

    



→  

 

 

₍₂₎

    

→  

  

 

₍₃₎

추진제 주입압력이 2.41 MPa일 때 설계기준 모 델(Case AAA) 하단 촉매대 및 정체실의 반경방 향 중심에서 측정된 온도 거동이 Fig. 3에 보여 지고 있다. 그림에 도시된 바와 같이, 하단 촉매 대와 노즐 챔버는 추력기의 작동과 함께 내부 온도가 상승하고 추진제 주입이 중단되면 감소 하는 순환과정을 겪는다. 그 온도들은 최초 4-5 회의 펄스주기를 통해 포화온도에 도달함으로써 안정화된다.

 에 따른 펄스모드 연소시의 하단 촉매대 ( 

) 및 정체실( 

) 온도 측정결과를 정상상태 연소모드의 결과와 함께 Table 3에 요약한다. 연 속작동모드(continuous burn mode, 혹은 SSF)의 경우 촉매대의  가 증가하면 흡열반응 시간 증 대의 결과로 정체실 온도가 감소하는 경향이 확 인되지만, 펄스모드는   = 2.95 m의 추력실 온 도가 가장 높은 것으로 식별된다. 이는, 추력기 작동시간이 짧은 펄스모드 시험시 연료공급계통 및 FCV 등이 갖는 작동성 재현의 미세오차로 인해 Case AAA가 여타의 모델에 비해 추진제가 과잉 공급되어(Table 6 참조) 발생한 결과이다.

정상상태 연소모드에서의 정체실 온도, 암모니아 해리율, 그리고 Eq. 4[15]를 이용해 계산한 반응 생성물의 평균 비열비() 및 조성비를 Table 4에 정리한다.

          (4)

Fig. 5 Overall variation of upper/lower/plenum chamber pressures.

Case Rise [ms] Decay [ms]

AAA 56 74

AAB 52 75

AAC 54 83

Average 54 77

Deviation () 2.3 5.0 Table 5. Summary of pulse response characteristics.

Fig. 4 Maximum temperatures on feed tube and FCV.

Table 4에서는 모든 시험모델의 암모니아 해리 율이 목표 설계치인 66±8%를 상회하고, 그 차이 가 비록 크지는 않지만 추력실 길이에 비례하는 경향 또한 관찰되고 있으므로 하단 촉매대에 대 한 길이 축소의 필요성이 제기된다 할 수 있다.

Eq. 5[15]는 연속작동모드에서의 암모니아 해리 율 평균치에 근거하여 도출한 정체실 내부의 전 화학반응 결과이다.

 



→  

  

  

  kJ (5)

추력기 작동과정에서 추진제 공급유로 등을 통해 전파되는 침열(heat soak back)량이 클 경 우, 하이드라진의 자연발화로 인한 폭발사고가 발생할 수 있으므로 연소실로부터 전달되는 고 온의 반응열을 감쇠시킬 수 있는 설계가 반드시 필요하다. 펄스모드 지상연소시험시 추진제 주입 관 및 FCV의 최대온도가 Fig. 4에 요약되고 있 다. 그림에서 고온의 연소실과 접촉하고 있는 추 진제 주입관 하류의 온도는 최대 650 K 이상으 로 증가한다. 하지만 주입관 상류 및 FCV의 경 우에는 모든 시험모델에서 하이드라진의 자연발 화온도인 543 K[16] 보다 현저히 낮은 332 K 이 하를 유지하므로, 추력기 상단부 조립체 (head-end assembly, HEA: 열차폐관, 추진제 주 입관, 인젝터)의 침열회피 성능설계가 검증된다.

Fig. 5는 펄스모드 연소시 Case AAA의 추력실 압력변이를 나타내며, 각각의 부호는 펄스별 평 균압력의 크기를 의미한다. 고온/고압의 반응생

성물은 TCA 상류부에서 하류로 이동하면서 압 력강하 과정을 겪게 된다. 그 결과 상단, 하단, 노즐 챔버의 압력이 1.62, 1.43, 그리고 1.16 MPa 로 각각 형성됨을 확인할 수 있으며, 최초 2-3회 의 펄스주기를 지나면 그 경향과 크기가 매우 유사하게 반복되는 것이 그림에서 관찰된다.

우주비행체의 자세제어시스템(attitude control

system, ACS)으로 사용되는 추력기의 경우 펄스

모드에서의 응답특성과 재현성이 매우 중요하므

로 개발엔진의 펄스 응답성능을 확인하였다. 정

체실의 정상상태 압력을 기준으로 정리한 시험

모델별 결과가 Table 5에 보여지고 있다. 시험에

사용된 추력기의 펄스선도가 최초 3회 이후에는

유사한 경향과 크기를 보이는 것이 Fig. 5에서

확인되었고, 펄스작동 재현성 판별을 위해 통상

적으로 5회 이후의 데이터가 사용되므로[2] 본

연구에서도 동일한 기준을 적용하였다. 이 때,

추력실 압력상승시간(rise time)과 밸브개구신호

종료 후 추력감쇠시간(decay time)은 정상상태

압력의 90% 그리고 10%에 도달하는 시간으로

(a) Impulse bit

(b) Specific impulse

Fig. 7 Pulse-wise variation of impulse bit and specific impulse according to the chamber length.

Parameter   = 2.79 m 2.95 m 3.13 m I-Bit [N․s] 21.2 20.2 19.0

 [g/s]  26.3 26.8 26.3



[s] 164.4 153.9 147.3 Table 6. Performance variation according to catalyst

bed configuration.

Fig. 6 Variational behavior of thrust with propellant supply pressure.

각각 정의하였다. 시험모델의 평균 압력 상승시 간과 감쇠시간은 54 ms 그리고 77 ms로, 상용 하이드라진 추력기의 압력상승시간인 30-200 ms[10]와 비교하여도 그 성능이 탁월함을 확인 할 수 있고 시험변수간 성능 균일성(standard deviation, ) 또한 우수하다. 한편, 응답성은 일 반적으로 FCV의 특성 및 HEA의 설계형상에 지 배적인 영향을 받는 성능변수로, 본 연구의 시험 변수인 하단 촉매대의 길이변화가 응답특성에 미치는 영향은 불분명한 것으로 식별된다. 또, 상기의 사실들로부터 개발모델의 HEA 형상설계 의 적정성이 검증되고, 향후 비행모델(flight model)급 개발 단계에서 HEA의 형상수정과 더 불어 고성능의 FCV 장착에 의한 추가적인 성능 향상이 가능할 것으로 판단된다.

Fig. 6은 Case AAA 시험모델의 펄스모드 연소 상태에서의 추력, 밸브개구신호, 그리고 추진제 공급압력의 거동을 나타내는 것으로, 각 성능변 수가 갖는 추이의 식별/분석이 용이하도록 펄스 거동이 안정화된 46-50번째 작동시의 결과를 제 시한다. 50회의 구동을 반복하는 동안 추진제 주 입압력은 약 0.05 MPa의 압력강하가 발생되며, 추력기 밸브 개폐로 인한 주입압력의 동적변화 는 ±0.7 MPa 이내로 관찰된다. 이러한 압력강하 는 추진제 공급유로의 배관형상, 필터, 오리피스, 밸브 등과 같은 시험장치 설계에 종속하므로 비 행모델 추력기의 성능변수와 직접적인 함수관계 는 없으나, 비행용 추진시스템에서도 압력강하는 존재하므로 정적 압력강하 뿐만 아니라 동적 압

력변이도 최소화하여 펄스모드 작동시 안정적인 추진제 공급이 가능하도록 설계하는 것이 바람 직하다. 추진제 주입압력 2.41 MPa에서 67±5 N 의 연속작동모드 진공추력을 갖도록 설계한 본 추력기는 면적비 10:1의 노즐을 장착한 지상연소 시험결과, 2.41 MPa에서 40.1 N의 평균 펄스추 력을 발생시킨다.

펄스모드연소 조건에서의 임펄스 비트(I-Bit)와

비추력 거동이 Fig. 7에 도시되고, Table 6에서

시험모델별 성능이 정량적으로 비교된다. 임펄스

비트의 경향 역시 추력실 안정화 과정을 마친

이후에는 펄스별 성능수준이 유사하다는 사실을

그림에서 관찰할 수 있다. 본 시험조건에서는 Table 3에서 확인되었듯이 촉매대의  _{ 증가가} 암모니아 해리율을 불필요하게 증대시켜 추력실 내 엔탈피 감소를 초래하기 때문에,  _{와 임펄} 스 비트는 상호 반비례 관계를 갖는 것이 확인 된다. 질량유량은  에 따른 경향이 명확하지 않을뿐더러, 임펄스 비트의 변화폭에 비해 그 변 이가 작다. 때문에 추력기의 주요 성능변수 가운 데 하나인 비추력 또한  가 증가할수록 그 성 능이 저하되는 것이 확인된다. 한편, Fig. 6에서 관찰된 추진제 공급압력의 동적변화에 의한 영 향으로 비추력 성능이 매 펄스의 반복과 함께 일정한 주기를 가지고 되풀이 되는 것이 관찰되 는 바, 비행급 모델 귀환설계시 FCV 및 추진제 공급계통 구성 등에 대한 적절한 선정 및 설계 가 필요할 것으로 사료된다.

4. 결 론

우주비행체의 궤도 및 자세 제어시스템으로 적용 가능한 공칭추력 70 N급 하이드라진 추력 기의 추력실 최적설계변수 도출을 위한 지상연 소시험이 수행되었다. 하단 추력실의 길이변경에 의해 특성길이(  )를 변화시키며 펄스모드 연소 성능을 고찰하였으며, 성능시험의 결과로 추력실 압력 및 온도, 하이드라진 분해반응 결과, 임펄 스 비트, 그리고 비추력 등이 비교/제시되었다.

또, 자세제어용 추력기의 중요 성능변수인 응답 성능이 확인되었다.

시험조건 내에서의 촉매대 특성길이 증가는 암모니아 해리율을 불필요하게 증대시킴으로써, 연소실내 유동 중에 엔탈피가 감소하여 추력기 최적 성능 확보에 부정적인 영향을 초래하는 사 실이 관찰되었다. 또, 시험에 사용된 엔진이 추 력상승시간 54 ms 전후의 매우 우수한 응답성능 을 보이는 것이 확인되었고, 추력기 상단 조립체 의 형상 또한 적절히 설계되었음이 성능평가 시 험을 통해 검증되었다.

한편, 선행연구(Part I)를 통해 추력실 직경은 설계 표준모델(Case AAA:   = 2.95 m)의 성능

이 가장 우수한 것으로 확인되었고, 본 연구에서 는 추력실 길이축소의 필요성이 제기되었다. 그 에 따라, 표준 직경 조건에서 하단 촉매대의 길 이를 보다 축소시킨 모델들에 대한 추가시험이 예정되어 있는 상태이다.

후 기

본 연구는 한국연구재단을 통해 미래창조과학 부 우주핵심기술개발사업의 지원을 받아 수행되 었음(NRF-2011-0020890).

References

1. Sutton, G.P. and Blblarz, O., Rocket Propulsion Elements, 7th Ed., John Wiley &

Sons Inc., New York, NY, USA, pp.

282-308, 2001.

2. Price, T.W. and Evans, D.D., "The Status of Monopropellant Hydrazine Technology,"

NASA Technical Report 32-1227, 1968.

3. Parker, J.M., Thunnissen, D.P., Blandino, J.J., and Ganapathi, G.B., "The Prelimi- nary Design and Status of a Hydrazine MilliNewton Thruster Development," 35th Joint Propulsion Conference, Los Angeles, CA, USA, AIAA 99-2596, June 1999.

4. Kesten, A.S., "Analytical Study of Catalytic Reactors for Hydrazine Decomposition,"

NASA UARL H910461-38, 1969.

5. Makled, A.E. and Belal, H., "Modeling of Hydrazine Decomposition for Mono- propellant Thrusters," 13th International Conference on Aerospace Sciences and Aviation Technology, Kobry Elkobbah, Cairo, Egypt, ASAT-13-PP-22, May 2009.

6. Kim, J.S., Lee, K.H., Han, C.Y., Jang, K.W.,

and Choi, J.C., "Design and Integration of

STM Propulsion System for LEO

Observation Satellite Development," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 31, No. 8, pp. 115-124, 2003.

7. Kim, J.S., "Hot-fire Test and Performance Evaluation of Small Liquid-monopropellant Thrusters under a Vacuum Environment,"

Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 8, No. 4, pp. 84-90, 2004.

8. Kim, J.S., Park, J., Kim, S., and Jang, K.W.,

"Test and Performance Evaluation of Small Liquid-monopropellant Rocket Engines,"

42nd Joint Propulsion Conference, Sacramento, CA, USA, AIAA 2006-4388, July 2006.

9. Kim, J.H., Jung, H., and Kim, J.S.,

"Steady-state Thrust Characteristics of Hydrazine Thruster for Attitude Control of Space Launch Vehicles," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol.

16, No. 6, pp. 48-55, 2012.

10. Jung, H., Kim, J.H., Kim, J.S., and Bae, D.S., "Pulse-mode Response Characteristics of a Small LRE for the Precise 3-axes Control of Flight Attitude in SLV," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 17, No. 1, pp. 1-8, 2013.

11. Jung, H., Kim, J.H., and Kim, J.S., "Test and Evaluation of a 70 N-class Hydrazine

Thruster for Application to the Precise Attitude Control of Space Vehicles," 49th

Joint Propulsion Conference, San Jose, CA, USA, AIAA 2013-3987, July 2013.

12. Kim, J.H., Jung, H., and Kim, J.S., "Effects of Characteristic Length Variation for Thrust Chamber on the Hot-fire Performance of Hydrazine Thruster,"

Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, To be published, 2014.

13. DOD(USA), "Performance Specification (Propellant, Hydrazine)," MIL-PRF-26536F, 2011.

14. Kam, H.D., Kim, J.S., and Bae, D.S.,

"Performance Analysis and Configuration Design of the Thruster Nozzle for Ground-firing Test and Evaluation," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 16, No. 2, pp. 10-16, 2012.

15. Legge, H. and Dettleff, G., "Pitot Pressure and Heat-Transfer Measurements in Hydrazine Thruster Plumes," Journal of Spacecraft, Vol. 23, No. 4, pp. 357-362, 1986.

16. AIAA, Fire, Explosion, Compatibility, and Safety Hazards of Hypergols-Hydrazine, AIAA, Reston, VA, USA, AIAA SP-084-1999, pp.

11-36, 1999.