KR20160013922A - 듀얼 모드 화학 로켓 엔진용 산화제 과잉 액체 단일 추진제 - Google Patents

듀얼 모드 화학 로켓 엔진용 산화제 과잉 액체 단일 추진제 Download PDF

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Abstract

본 발명은 듀얼 모드 이원 추진제 화학 로켓 엔진을 위해 ADN 또는 HAN 계의 산화제 과잉 액체 단일 추진제에 관한 것이다. 이러한 엔진은, 1) 궤도 상승, 궤도 기동 및 유지 보수, 우주선의 자세 제어 및 궤도 이탈, 및/또는 2) 추진제 고정, 미사일의 자세 및 롤 제어, 발사 장치 및 공간 평면에 적용되는 우주 항공 우주 산업에 이용될 추진 시스템의 일부일 수 있다.

Description

듀얼 모드 화학 로켓 엔진용 산화제 과잉 액체 단일 추진제{OXIDIZER-RICH LIQUID MONOPROPELLANTS FOR A DUAL MODE CHEMICAL ROCKET ENGINE}
본 발명은 듀얼 모드 이원 추진제 화학 로켓 엔진을 위해 암모늄 디니트라미드(ADN) 또는 하이드록실 암모늄 니트레이트(HAN)-계 산화제 과잉 액체 단일 추진제에 관한 것이다. 이러한 엔진은, 1) 궤도 상승(orbit raising), 궤도 기동 및 유지 보수, 우주선의 자세 제어 및 궤도 이탈, 및/또는 2) 추진제 고정(propellant settling), 미사일의 자세 및 롤 제어(roll control), 발사 장치 및 우주 평면에 적용되는 우주 항공 우주 산업에 이용될 추진 시스템의 일부일 수 있다.
듀얼 모드 로켓 추진 시스템 및 듀얼 모드 로켓 엔진(또한, 추력기(thruster)로 지칭함)은 공지되어 있다. 현재, 많은 우주선은, 큰 추력(thrust) 동작을 위한 이원 추진제 엔진, 및 작은 추력을 위한 단일 추진제 엔진을 구비한 또는 최소 역적 비트(impulse bit)가 중요할 때 듀얼 모드 추진 시스템을 사용한다. 기술 분야에서 이원 추진제 및 단일 추진제 엔진 모두에 적합한 추진의 선택은 몇 가지 매우 위험한 추진제로 제한된다. 이러한 이원 추진제는 예컨대, 단일 메틸 히드라진(MMH) 및 비대칭 디메틸 히드라진(UDMH)와 같은 히드라진 또는 히드라진의 유도체를 포함한다. 듀얼 모드 추력기의 일 예는 2차 연소 보강 추력기(SCAT)로 나타내는 추력기이다. 듀얼 모드 기능(즉, 단일 추진제 모드 또는 이원 추진제 모드 중 하나로 작동하는 기능)을 갖는 이원 추진제 추력기를 포함하는 이원 추진제 듀얼 모드 로켓 추진 시스템은 미국 특허공보 US 6,135,393호에 기재되어 있고, 히드라진은 연료로 사용되고, 바람직하게는 사산화 질소(NTO)가 산화제로 사용된다.
높은 성능을 요구하는 특정 추진 시스템에 대한 우주 비행 요건은 성능 계수(figure of merit)로 정의된다. 가장 중요한 성능 계수 중 하나는 이러한 추진 시스템의 목적으로 우주선이 달성할 수 있는 최대 속도 변화를 나타내는 것으로서 비추력(Isp)(specific impulse)이다. 비추력은 추진제의 단위 질량 유량당 엔진에 의해 발생되는 추력으로 정의된다. 추력이 뉴튼(N)으로 측정되고, 유량이 초(s)당 킬로그램(kg)으로 측정되면, 비추력의 측정 단위는 Ns/kg이다. 상당한 속도 변화의 요구를 갖는 큰 우주선에 대한 매체를 위해, 비추력은 가장 중요한 파라미터이다. 치수가 제한될 수 있는 작은 우주선을 위해, 밀도 역적(density impulse), 즉, 추진제 체적당 NS는 주요한 성능 계수일 수 있다. 다른 성능 계수는 얼마나 길게 기동하는지 및 무엇을 가속할 것인지 결정하는 것으로서 로켓 엔진의 추력이다. 그러나, 다른 파라미터는 얼마나 정확하게 기동이 수행될 수 있는지를 결정하는 것으로 엔진을 발생시킬 수 있는 가장 작은 또는 최소 역적 비트(Ns)이다.
히드라진(연료)과 사산화 질소(산화제) 모두와 이들의 유도체는 높은 독성, 발암성, 부식성으로서 유출 및 배출되는 경우에 환경에 심각한 영향을 끼쳐 상당히 우려되며 인간에게 매우 유해하고, 따라서, 취급 및 안전 요구 사항이 매우 요구되며, 시간과 비용이 소요된다.
ECHA(유럽 화학 물질 관리 기구)는 화학 물질 및 화학 물질의 안전한 사용에 대한 유럽 공동체 규제로서 REACH(화학 물질의 등록, 평가, 허가 및 제한)를 수행하고, 히드라진은 매우 위험한 우려 물질로서 확인하여 새로운 개발에 히드라진의 사용이 금지될 수 있다. 또한, 유럽 우주 기구(ESA)에 의해 개시된 클린 스페이스(Clean Space)는 기존의 유해한 추진제를 대체할 것을 요구하고 있다.
또한, 프랑스에는 우주 잔해물에 대한 우주 운용 규정의 새로운 법이 있고, 더 이상 사용되지 않을 때 우주선이 궤도를 벗어날 것을 요구한다.
기술 분야에서 상당한 성과는 많은 우주 응용 분야를 위해 단일 추진제로서 히드라진을 대체할 수 있다는 것이다. 이는 LMP-103S 단일 추진제 블렌드(예컨대, WO 2012/166046에 개시된 것과 같은) 및 일반적으로 0.5N 내지 200N 범위에 있는 대응 추력기(예컨대, WO2/095207호에 개시된 것과 같은)를 포함하는 HPGP® 기술을 사용하여 성공적으로 입증되었다. 메인 PRISMA 위성에 있는 A 1 N HPGP® 추진 시스템은 우주의 지구 궤도에 수년간 동작하고 있다.
따라서, 히드라진, 사산화 질소, 및 이들의 유도체의 사용을 방지하면서 듀얼 모드 추진 시스템에 이용될 수 있는 추진제를 제공하는 것이 바람직하다. 그러나, 지금까지 실행 가능한 로켓 추진 시스템, 로켓 엔진 및 종래의 위험한 히드라진 추진제와 비슷한 성능을 갖는 대응하는 대체 추진제는 실현되지 않았다.
본 발명은 히드라진, 사산화 질소, 및 이들의 유도체의 사용을 방지하면서 듀얼 모드 추진 시스템에 이용될 수 있는 추진제를 제공하는 것이다.
본 발명의 발명자는 ADN 및 HAN으로부터 선택된 70-90%의 산화제, 0-10%의 암모니아, 및 나머지 물(balance water)을 포함하는 덜 위험한 산화제 과잉 액체 단일 추진제를 개발하였고, 상기 단일 추진제는 덜 위험한 연료 과잉 액체 단일 추진제와 결합하여 화학 로켓 엔진의 이원 추진제 모드 동작에 사용될 수 있다.
따라서, 제1 관점에서 본 발명은 ADN 또는 HAN에 기초한 산화제 과잉 액체 단일 추진제에 관한 것이다.
적절한 엔진은 명칭이 "듀얼 모드 화학 로켓 엔진 및 화학 로켓 엔진을 포함하는 듀얼 모드 추진 시스템"로 공동으로 계류중인 출원인의 출원 SE 1350612-6 및 국제 특허 출원에 개시되어 있다.
다른 관점에서, 본 발명은 ADN 또는 HAN계 연료 과잉 액체 단일 추진제와 함께 로켓 엔진에서 이원 추진제 동작으로 본 발명의 산화제 과잉 액체 단일 추진제의 사용에 관한 것이다.
다른 관점에서, 본 발명은 추력의 발생을 위해 본 발명의 산화제 과잉 액체 단일 추진제를 분해하는 방법을 나타내는 것으로, 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 액체 단일 추진제의 분해로부터 얻어지는 뜨거운 연료 과잉 가스의 흐름 내에 주입되어서, 추력이 증가되도록 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 가스와 함께 분해되며 연소된다.
관련된 관점에서, 본 발명은 추력을 발생시키는 방법에 관한 것으로, 본 발명의 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 액체 단일 추진제의 분해로부터 얻어진 뜨거운 연료 과잉 가스의 흐름 내에 주입되어서, 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 가스와 함께 분해되며 연소된다.
본 발명의 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 이원 추진제 동작 모드에서 예컨대, (ADN 64.6 중량%, 물 23.9 중량%, 및 MMF(모노 메틸 포름아미드로도 알려진 N-메틸 포름아미드) 11.5 중량%의 구성을 갖는) LMP-103, LMP-103S, 및 FLP-106와 같은, 기존의 ADN-계 연료 과잉 액체 단일 추진제 및 기존의 HAN-계 연료 과잉 액체 단일 추진제의 성능을 향상시키는 데에 사용될 수 있다.
적절한 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에서 이원 추진제 모드 동작으로 연료 과잉 액체 단일 추진제와 함께 본 발명의 저장 가능한 저 위험 산화제 과잉 액체 단일 추진제를 사용하여, 기존의 듀얼 모드 화학 추진 시스템과 비슷한 성능(즉, 주어진 시스템 질량에 대한 총 역적의 관점에서)을 갖는 추진 시스템은 기존의 위험한 추진제의 사용을 방지하면서 달성될 수 있다.
본 발명의 산화제 과잉 액체 단일 추진제의 주요 이점은 산화제 과잉 액체 단일 추진제를 분해하는데 촉매 장치를 필요로 하지 않는다는 것이다. 연료 과잉 단일 추진제의 분해를 위해, 현재 연료 과잉 단일 추진제에 사용되는 기존에 입증된 촉매 및 촉매 장치가 본 발명에 사용될 수 있다.
본 발명은, 매우 위험한 저장 가능 액체 추진제를 사용하는 종래의 듀얼 모드 및 이원 추진제 로켓 추진 시스템을 매우 감소된 위험 및 환경 친화적이며 비슷한 성능을 갖는 대체 추진제 시스템으로 대체하기 위한 활성화 기술을 제공하고, 또한 추진제 취급 및 급유 동작을 감소시키고 용이하게 할 것이다.
본 발명에서 "단일 추진제"는 예컨대, LMP-103S하나 이상의 화합물로 구성된 단일 추진제를 나타내는데 사용되며, 이에 따라, 단일 추진제 블렌드로 간주될 수 있다.
추가적인 이점 및 실시예는 이하의 상세한 설명 및 첨부된 청구항으로부터 명백해질 것이다.
도 1은 본 발명의 산화제가 사용될 수 있는 적절한 듀얼 모드 화학 로켓 엔진을 도시한다.
도 2는 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제를 주입하는 수단(125)의 부분 확대도이다.
본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 70-90%의 ADN 또는 HAN, 0-10%의 암모니아, 및 나머지 물을 포함한다.
본 발명에 따르면, 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 제2 반응 단계에서 기존의 ADN-계 또는 HAN-계 액체 단일 추진제와 같은 연료 과잉 단일 추진제의 연소로부터 얻어지는 연료 과잉 가스를 추가적으로 연소시키는 데에 사용된다. 이에 따라, 본 발명의 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 액체 단일 추진제와 함께 화학 로켓 엔진의 이원 추진제 동작에 사용된다.
도 1에 도시된 바와 같이, 이원 추진제 모드로 작동할 수 있는 적절한 엔진은 연료 과잉 단일 추진제를 위한 1차 반응 챔버(130), 및 본 발명의 산화제 과잉 추진제의 분해를 위한 2차 반응 챔버(150)를 포함할 수 있고, 1차 반응 챔버는 2차 반응 챔버에 연결되어, 1차 반응 챔버에서 연료 과잉 산화제의 분해로부터 발생하는 연료 과잉 가스가 2차 반응 챔버를 흐를 수 있다.
본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 예컨대, 인젝터와 같은 주입 수단(125)을 통해 2차 반응 챔버(150) 내로 주입된다.
이러한 엔진에서, 1차 반응 챔버의 촉매는 반응물이 분해되어 연소 화학종에 노출되고, 현재 설계된 한계치보다 높은 온도에서 작동될 때 추력기의 수명 제한 요소가 될 것이다. 산화제 과잉 단일 추진제를 2차 반응 챔버 내로 주입함으로써, 1차 반응 챔버에 존재하는 연료 과잉 가스는 산화제 과잉 단일 추진제에 의해 추가적으로 연소되고, 2차 반응 챔버의 온도는 크게 증가될 수 있지만, 1차 반응기의 촉매의 온도는 실질적으로 영향을 끼치지 않는 정도로 유지될 수 있다. 이에 따라, 특정 연료 과잉 단일 추진제에 현재 사용되는 기존에 입증된 촉매 및 촉매 장치는 이러한 엔진의 1차 반응기에 사용될 수 있다. 1차 반응기는, 대응하는 ADN 및 HAN 액체 단일 추진제 추력기에 각각 현재 사용되는 것으로서 ADN-계 및 HAN-계의 액체 단일 추진제를 위한 기존의 반응기와 같은 유사한 반응기 디자인에 기초할 수 있다.
따라서, 기존의 기술은 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제와 함께 대응하는 연료 과잉 단일 추진제의 연소, 특히, ADN 단일 추진제 및 HAN 단일 추진제 기술에 사용될 수 있다.
일반적으로 ADN에 기초한 연료 과잉 단일 추진제 블랜드, 및 산화제 과잉 단일 추진제 블랜드인 것이 바람직하다.
바람직한 실시예에서, 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 예컨대, LMP-103, LMP-103S, 및 FLP-106, 특히, LMP-103S와 같이 연료 과잉, 액체, 수용성(aqueous)의 ADN-계 단일 추진제와 함께 사용된다.
본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 이원 추진제 모드에서 제1 반응기에 존재하는 연료 과잉 가스의 달성될 수 있는 연소를 최대화하도록 형성된다. 원칙적으로, 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 연료 과잉 단일 추진제 및 산화제 과잉 단일 추진제의 전체 조성물이 전체 조성물의 최대 수득 Isp에 상당하도록 형성될 것이다.
NASA-글렌 화학 평형 프로그램 CEA2에서 수행된 계산에 따르면, 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제를 갖는 화학 로켓 엔진의 이원 추진제 모드 작동은 LMP-103S를 이용하여 오직 단일 추진제로서 사용될 때 10%까지 비추력의 추가적인 개선을 초래하고, 이는 매우 위험한 기존의 저장 가능한 추진제, 즉, MMH 및 NTO로 작동되는 종래의 이원 추진제 엔진의 비추력보다 대략 10% 낮다. 게다가, LMP-103S 및 본 발명의 산화제 과잉 ADN-블랜드 조합의 밀도 역적은 기존의 저장 가능한 추진제로 작동되는 종래의 이원 추진제 엔진의 밀도 역적의 94%까지 될 것이다.
바람직하게, 산화제 과잉 단일 추진제 블랜드는 70-80 중량%인 ADN 또는 HAN를 포함한다. 암모니아는 바람직하게는 1-10 중량%, 더욱 바람직하게는 5-10 중량%, 특히 바람직하게는 5-8 중량%에 포함된다. 잔부 물에 의해 100%가 된다.
특히, 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에 사용을 위한 바람직한 산화제 과잉 ADN 계 단일 추진제는 대략 ADN 77 중량%, 물 17 중량%, 및 암모니아 6 중량%를 포함한다.
도 1에 도시된 엔진(200)을 참조하여 본 발명의 산화제의 작동 및 사용을 예를 통해 더욱 상세하게 설명할 것이다.
로켓 엔진(200)은 일련의 여분의 유동 제어 밸브(111) 및 추진제 공급 튜브(121)에 뒤이은 연료 과잉 단일 추진제를 위한 하나의 유입 포트(101), 및 일련의 여분의 유동 제어 밸브(112) 및 추진제 공급 튜브(122)에 뒤이은 산화제 과잉 추진제를 위한 하나의 유입 포트(102)를 포함한다.
이원 추진제 모드에서, 연료 과잉 단일 추진제 LMP-103S는 인젝터(110)를 통해 1차 반응 챔버(130) 내로 주입되고, 상기 추진제는 대략 1,600℃의 열, 및 2차 반응 챔버(150) 내로 흐르는 연료 과잉 가스를 생성하는 발열 반응을 초래하며 열/촉매로 분해된다(ADN-계 단일 추진제의 분해는 WO 02/095207호에 개시되어 있음). 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제(대략 77%의 ADN, 17%의 물, 및 6%의 암모니아의 성분)는 제2 인젝터(125)에 의해 1차 반응 챔버(130)의 하류에 배치된 2차 반응 챔버(150) 내로 주입된다. 도 2는 인젝터 수단(125)의 부분적인 확대도이다. 2차 반응 챔버(150)에서, 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 세분화 및 분해되고, 이에 따라 여분의 산소가 생성되어 1차 반응 챔버(130)로부터 발생하는 연료 과잉 가스와 혼합된다. 2차 발열 연소는 2차 반응 챔버에서 발생하고, 정체된 가스 온도는 대략 2,300℃까지 추가적으로 증가되어, 연료 효율성의 관점에서 엔진의 성능, 즉, 배출 가스가 노즐(170)을 통해 가속되기 전에 추력을 발생시켜 비추력을 향상시킨다.
듀얼 모드 화학 로켓 엔진을 참조하여 본원 명세서에서 주로 설명되지만, 본 발명의 산화제 과잉 단일 추진제는 오직 이원 추진제 모드로 작동하게 설계된 유사한 화학 로켓 엔진에 사용될 수 있다.

Claims (11)

  1. 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에 사용되는 산화제 과잉 액체 단일 추진제로서,
    ADN 및 HAN에서 선택되는 산화제 70-90 중량%, 암모니아 0-10 중량%, 및 잔부 물을 포함하는 것을 특징으로 하는 산화제 과잉 액체 단일 추진제.
  2. 제1항에 있어서,
    1-10 중량%, 더욱 바람직하게는 5-10 중량%, 더욱 바람직하게는 5-8 중량%인 암모니아를 포함하는 것을 특징으로 하는 산화제 과잉 액체 단일 추진제.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    70-80 중량%인 상기 산화제를 포함하는 것을 특징으로 하는 산화제 과잉 액체 단일 추진제.
  4. 선행하는 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 산화제는 ADN인 것을 특징으로 하는 산화제 과잉 액체 단일 추진제.
  5. 제4항에 있어서,
    대략 77%의 ADN, 17%의 물 및 6%의 암모니아를 포함하는 것을 특징으로 하는 산화제 과잉 액체 단일 추진제.
  6. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 산화제는 HAN인 것을 특징으로 하는 산화제 과잉 액체 단일 추진제.
  7. 별도로 저장되는 선행하는 청구항들 중 어느 한 항에 따른 산화제 과잉 액체 단일 추진제, 및 연료 과잉 액체 단일 추진제를 포함하는 이원 추진제 조합.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 연료 과잉 액체 단일 추진제는 ADN-계 또는 HAN-계인 것을 특징으로 하는 이원 추진제 조합.
  9. 로켓 엔진에서 ADN 또는 HAN 계의 연료 과잉 액체 단일 추진제와 함께 이원 추진제 동작으로 이용되는 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 따른 산화제 과잉 액체 단일 추진제의 용도.
  10. 추력을 생성하기 위해 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 따른 산화제 과잉 액체 단일 추진제를 분해하는 방법으로,
    상기 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 액체 단일 추진제의 분해로부터 얻어진 고온 연료 과잉 가스의 유동 내로 주입되어서, 상기 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 가스와 함께 분해되고 연소되는 것을 특징으로 하는 산화제 과잉 액체 단일 추진제 분해 방법.
  11. 추력을 생성하는 방법으로,
    제1항 내지 제6항에 따른 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 액체 단일 추진제의 분해로부터 얻어진 고온의 연료 과잉 가스의 유동 내로 주입되어서, 상기 산화제 과잉 액체 단일 추진제는 연료 과잉 가스와 함께 분해되고 연소되는 것을 특징으로 하는 추력 생성 방법.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101940663B1 (ko) * 2017-08-11 2019-01-22 충남대학교산학협력단 촉매 반응부를 가지는 산화제 과잉 시험장치

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014189450A1 (en) 2013-05-20 2014-11-27 Ecaps Ab Oxidizer-rich liquid monopropellants for a dual mode chemical rocket engine
BR112015028861A2 (pt) * 2013-05-29 2017-07-25 Ecaps Ab motor de foguete químico de modo duplo, sistema de propulsão de modo duplo, veículo espacial, uso de uma combinação de bipropelente, e, método para geração de impulso
WO2016182496A1 (en) 2015-05-08 2016-11-17 Ecaps Aktiebolag Rocket engine ignition system
US20230060108A1 (en) * 2018-06-29 2023-02-23 Christopher Craddock Catalyst System for Rocket Engine
CN114930013A (zh) 2019-12-10 2022-08-19 航天喷气发动机洛克达因股份有限公司 用于液体燃料火箭的阀定时系统
WO2023034291A2 (en) * 2021-08-30 2023-03-09 Agile Space Industries, Inc. Systems and methods for design, manufacture, and test of space thruster propulsion systems
CN113979817A (zh) * 2021-11-22 2022-01-28 中国人民解放军国防科技大学 一种富氧固体推进剂及其制备方法

Family Cites Families (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB840914A (en) 1957-05-16 1960-07-13 Napier & Son Ltd Rocket engines
US3535879A (en) * 1968-01-18 1970-10-27 Aerojet General Co Catalyst pack
US3514953A (en) 1968-10-21 1970-06-02 Us Air Force Trimode rocket engine
US3740945A (en) * 1969-02-27 1973-06-26 Thiokol Chemical Corp Injector for rocket motors using high viscosity fuel
US4069664A (en) * 1974-01-24 1978-01-24 Hughes Aircraft Company Monopropellant thruster
JPH01155067A (ja) * 1987-12-10 1989-06-16 Mitsubishi Electric Corp ガスジエツト装置
US4917968A (en) 1988-04-15 1990-04-17 Ultramet High temperature corrosion resistant composite structure
US5417049A (en) 1990-04-19 1995-05-23 Trw Inc. Satellite propulsion and power system
JPH0771361A (ja) * 1993-09-02 1995-03-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙航行機用推進装置
US5551230A (en) * 1994-03-14 1996-09-03 Rockwell International Corporation Heat induced high pressure lox pump rocket engine cycle
US5720451A (en) 1995-12-19 1998-02-24 Trw Inc. High temperature thrust chamber for spacecraft
US6367244B1 (en) 1997-05-09 2002-04-09 Hy Pat Corporation Propulsion system containing a mixed-phase propellant and a method for propelling an object with the same
US6135393A (en) 1997-11-25 2000-10-24 Trw Inc. Spacecraft attitude and velocity control thruster system
US6218577B1 (en) * 1998-07-20 2001-04-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Enegetic hydrazinium salts
SE513930C2 (sv) * 1999-02-26 2000-11-27 Svenska Rymdaktiebolaget Flytande drivmedel
US6272846B1 (en) * 1999-04-14 2001-08-14 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reduced toxicity fuel satellite propulsion system
US6984273B1 (en) 1999-07-29 2006-01-10 Aerojet-General Corporation Premixed liquid monopropellant solutions and mixtures
JP2001082249A (ja) * 1999-09-17 2001-03-27 Toshiba Corp 宇宙機推進装置
US6328831B1 (en) 1999-11-23 2001-12-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Gas-generating liquid compositions (Perhan)
US6619031B1 (en) * 2000-04-27 2003-09-16 Vladimir V. Balepin Multi-mode multi-propellant liquid rocket engine
SE0101751D0 (sv) 2001-05-28 2001-05-28 Svenska Rymdaktiebolaget Ammonium dinitramide based liquid monopropellants exhibiting improved cumbustion stability and storage life
EP1389271B1 (en) 2001-05-23 2006-07-12 Svenska Rymdaktiebolaget Reactor for decomposition of ammonium dinitramide-based liquid monopropellants and process for the decomposition
JP2004257318A (ja) 2003-02-26 2004-09-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 推進装置及びそれを含む飛行物体並びに推進装置の着火方法
US6832471B2 (en) * 2003-03-12 2004-12-21 Aerojet-General Corporation Expander cycle rocket engine with staged combustion and heat exchange
US6931832B2 (en) * 2003-05-13 2005-08-23 United Technologies Corporation Monopropellant combustion system
WO2005015658A2 (en) * 2003-08-07 2005-02-17 Cbh2 Technologies, Inc. Hypergolic hydrogen generation system for fuel cell power plants
US7028478B2 (en) * 2003-12-16 2006-04-18 Advanced Combustion Energy Systems, Inc. Method and apparatus for the production of energy
US20080087434A1 (en) * 2006-10-13 2008-04-17 Ronald Wilen Engine/steam generator with afterburner
JP5124589B2 (ja) * 2006-11-28 2013-01-23 ザ・ボーイング・カンパニー 宇宙機に燃料を補給するためのシステムおよび方法
JP4232820B2 (ja) 2006-12-06 2009-03-04 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 亜酸化窒素を用いたスラスタ装置
US7900436B2 (en) * 2007-07-20 2011-03-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Gas-generator augmented expander cycle rocket engine
JP4915868B2 (ja) * 2007-10-02 2012-04-11 株式会社Ｉｈｉエアロスペース ２液スラスタ
US8024918B2 (en) * 2008-04-29 2011-09-27 Honeywell International Inc. Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant
US20090288390A1 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 Thomas Clayton Pavia Simplified thrust chamber recirculating cooling system
US8161725B2 (en) * 2008-09-22 2012-04-24 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Compact cyclone combustion torch igniter
US20120304620A1 (en) * 2011-06-01 2012-12-06 Aerojet-General Corporation Catalyst, gas generator, and thruster with improved thermal capability and corrosion resistance
WO2012166046A2 (en) 2011-06-01 2012-12-06 Ecaps Ab Low-temperature operational and storable ammonium dinitramide based liquid monopropellant blends
US9388090B2 (en) * 2011-10-14 2016-07-12 Physical Sciences, Inc. Fast ignition and sustained combustion of ionic liquids
FR2986229B1 (fr) * 2012-01-27 2014-03-21 Centre Nat Detudes Spatiales Cnes Nouveaux monergols ioniques a base de n2o pour la propulsion spatiale
US9505503B2 (en) * 2013-03-27 2016-11-29 Lockheed Martin Corporation Reactants sprayed into plasma flow for rocket propulsion
WO2014189450A1 (en) 2013-05-20 2014-11-27 Ecaps Ab Oxidizer-rich liquid monopropellants for a dual mode chemical rocket engine
BR112015028861A2 (pt) 2013-05-29 2017-07-25 Ecaps Ab motor de foguete químico de modo duplo, sistema de propulsão de modo duplo, veículo espacial, uso de uma combinação de bipropelente, e, método para geração de impulso

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101940663B1 (ko) * 2017-08-11 2019-01-22 충남대학교산학협력단 촉매 반응부를 가지는 산화제 과잉 시험장치

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US20160115906A1 (en) 2016-04-28

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