KR20240007899A - propellant - Google Patents
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Abstract
본 발명은, 특히 로켓 엔진을 위한, 액체 또는 겔 형태의 추진제에 관한 것으로, 적어도 60 중량%의 산소 함량을 갖는 산화제로서의 무기염; 및 1가 또는 2가 알코올, 나이트로알케인 및/또는 음이온으로서 나이트레이트를 갖는 이온성 액체를 포함하는 연료로서의 용매를 포함하고, 용매는 30 내지 55 중량%의 산소 함량을 가지며, 무기염은 용매에 용해된다. The present invention relates to a propellant in liquid or gel form, especially for rocket engines, comprising: an inorganic salt as oxidizing agent with an oxygen content of at least 60% by weight; and a solvent as a fuel comprising a monohydric or dihydric alcohol, a nitroalkane and/or an ionic liquid with nitrate as an anion, the solvent having an oxygen content of 30 to 55% by weight, and the inorganic salt being added to the solvent. dissolved in
Description
본 발명은, 특히 로켓 엔진을 위한, 액체 또는 겔 형태의 추진제에 관한 것이다. The present invention relates to propellants in liquid or gel form, especially for rocket engines.
반동 원리에 의해 작동하는 로켓 엔진용 추진제들(propellants)은, 주로 고체 추진제 시스템과 액체 추진제 시스템으로 구분된다. 구체적인 적용 영역(우주 발사체, 궤도 엔진 등)에 따라, 상이한 추진제 시스템들이 유리하게 이용될 수 있지만, 모든 시스템들은 특정한 단점도 가지고 있다. Propellants for rocket engines that operate on the recoil principle are mainly divided into solid propellant systems and liquid propellant systems. Depending on the specific application area (space launch vehicle, orbital engine, etc.), different propellant systems can be used to advantage, but all systems also have certain disadvantages.
고체 추진제는 특히 매우 높은 에너지 밀도를 특징으로 하며, 예를 들어 우주 발사체 및 군용 발사체와 같은 항공 우주 공학 및 군사 공학에서 널리 이용된다. (예를 들어, 니트로글리세린과 니트로셀룰로스의 혼합물, RDX 또는 HMX를 기반으로 하는 추진제와 같은) 분자 내 산화 환원 반응이 일어나는 일원 추진제(monopropellant) 및 고체 연료와 산화제의 혼합물(이원 추진제(bipropellant)) 둘 다가 이용될 수 있다. 고체 추진제를 사용하는 로켓 엔진은, 추진제가 연소실로 직접 도입되기 때문에 별도의 추진제 탱크 또는 추진제 공급 시스템이 필요 없어, 설계가 간단하다. Solid propellants are characterized in particular by very high energy densities and are widely used in aerospace and military engineering, for example in space launch vehicles and military launch vehicles. monopropellants in which intramolecular redox reactions occur (e.g. mixtures of nitroglycerin and nitrocellulose, propellants based on RDX or HMX) and mixtures of solid fuel and oxidizer (bipropellants) Both can be used. Rocket engines using solid propellants are simple to design because the propellant is introduced directly into the combustion chamber, eliminating the need for a separate propellant tank or propellant supply system.
고체 추진제의 단점은 주로, 연소를 제어하여 추력을 변화시키는 것이 실질적으로 가능하지 않기 때문에, 엔진의 스케일링과 작동 모두에서 유연성이 부족하다는 것이다. 또한, 알려진 고체 추진제가 매우 폭발적이어서 추진제가 연소실에 도입되기 이전에, 도중에 그리고 이후에 추진제를 안전하게 취급하는 것이 매우 복잡하다는 것도 문제이다. 고체 추진제가 도입되는 경우, 연소실 벽과의 꼭 맞는 연결이 보장되어야 하고, 틈이나 균열은 제어되지 않는 연소를 초래할 수 있으며, 극단적인 경우에는 발사체의 완전한 손실로 이어질 수 있다. The disadvantage of solid propellants is primarily their lack of flexibility in both scaling and operation of the engine, since it is not practically possible to vary thrust by controlling combustion. Another problem is that known solid propellants are so explosive that safe handling of the propellants before, during and after they are introduced into the combustion chamber is very complex. When solid propellants are introduced, a tight connection with the combustion chamber walls must be ensured, as any gaps or cracks can lead to uncontrolled combustion and, in extreme cases, complete loss of the projectile.
액체 추진제의 경우, 전술한 단점들은 발생하지 않으며, 특히 액체 추진제를 갖는 로켓 엔진은 고체 추진제를 갖는 로켓 엔진보다 실질적으로 더 유연하다. 엔진의 스케일링이 보다 더 쉽게 가능할뿐만 아니라 연소실로의 추진제 공급을 조절함으로써 추력 제어도 가능하다. 반면, 이것은, 하나 이상의 추진제 탱크와, 펌프, 밸브 및 기타의 보조 구성 요소가 있는 공급 시스템을 필요로 하기 때문에, 더 복잡한 설계의 단점을 수반한다. In the case of liquid propellants, the aforementioned disadvantages do not occur, and in particular rocket engines with liquid propellants are substantially more flexible than rocket engines with solid propellants. Not only is the engine easier to scale, but thrust can also be controlled by adjusting the propellant supply to the combustion chamber. On the other hand, this carries the disadvantage of a more complex design, as it requires one or more propellant tanks and a supply system with pumps, valves and other auxiliary components.
액체 추진제의 경우에도 일원 추진제 및 이원 추진제가 알려져 있다. 후자는 액체 수소, 액체 메테인 또는 등유를 연료로서 사용하고 액체 산소를 산화제로서 사용하는 극저온 또는 부분적으로 극저온 추진제를 포함한다. 이러한 액화 가스들의 저장 및 취급은 복잡하며 누출로 인해 폭발 위험이 있으므로 최고 수준의 안전 조치가 필요하다. In the case of liquid propellants, monopropellants and binary propellants are also known. The latter include cryogenic or partially cryogenic propellants that use liquid hydrogen, liquid methane or kerosene as fuel and liquid oxygen as oxidizer. The storage and handling of these liquefied gases is complex and requires the highest level of safety measures due to the risk of explosion due to leakage.
극저온 시스템 이외에도 액체 연료와 산화제의 조합도 알려져 있는데, 이들은 특히 인공위성이나 우주 탐사선의 비행 및 자세 제어를 위한 궤도 엔진에 이용된다. 이와 관련하여, 일반적으로 하이드라진(hydrazine) 및 이의 유도체(모노- 및 다이메틸하이드라진)가 질산, 사산화이질소 또는 과산화수소와 함께 연료로서 사용된다. 여기서 중요한 문제는 하이드라진이 매우 독성이 강하고 발암성이 있기 때문에 가능하면 건강 및 생태학적 이유로 대안을 이용해야 한다는 것이다. 사산화이질소 역시 독성학적으로 문제가 있지만, 이를 과산화수소로 대체하면 추진제의 효과가 저하된다. In addition to cryogenic systems, combinations of liquid fuels and oxidizers are also known, which are particularly used in orbital engines for flight and attitude control of satellites and space probes. In this connection, hydrazine and its derivatives (mono- and dimethylhydrazine) are generally used as fuel together with nitric acid, dinitrogen tetroxide or hydrogen peroxide. The important issue here is that hydrazine is highly toxic and carcinogenic, so alternatives should be used whenever possible for health and ecological reasons. Dinitrogen tetroxide is also toxicologically problematic, but replacing it with hydrogen peroxide reduces the effectiveness of the propellant.
하이드라진 대비 독성이 적은 대안은 암모늄 다이나이트라아마이드(ammonium dinitramide; ADN) 및 하이드록실암모늄 나이트레이트(hydroxylammonium nitrate; HAN)이다. 이러한 일원 추진제들은 매우 폭발적이어서 수용액의 형태로만 취급될 수 있으며, 선택적으로 추가 연료로서 메탄올 및/또는 암모니아와 조합될 수 있다. 이러한 경우에도, 수분 함량이 점화 가능성을 감소시키므로, 하이드라진 엔진과 달리, ADN 또는 HAN 기반 엔진은 냉간 시동 불가능하여 미리 예열되어야 한다. 또한, AND 및 HAN은 비교적 비싸다. Less toxic alternatives to hydrazine are ammonium dinitramide (ADN) and hydroxylammonium nitrate (HAN). These monopropellants are so explosive that they can only be handled in the form of aqueous solutions, optionally combined with methanol and/or ammonia as additional fuel. Even in this case, unlike hydrazine engines, ADN- or HAN-based engines cannot be cold-started and must be pre-warmed because the water content reduces the likelihood of ignition. Additionally, AND and HAN are relatively expensive.
도 1은 상이한 우주선 구성들에서 표 1에 나열된 추진제들의 성능 잠재력(델타 v)을 기준 추진제인 하이드라진(V1)과의 백분율 편차로서 나타낸 그래프를 보여준다.
도 2는 상이한 우주선 구성들에서 표 2에 나열된 추진제들의 성능 잠재력(델타 v)을 비교 예 V4와의 백분율 편차로서 나타낸 그래프를 보여준다. Figure 1 shows a graph plotting the performance potential (delta v) of the propellants listed in Table 1 as a percentage deviation from the reference propellant, hydrazine (V1), for different spacecraft configurations.
Figure 2 shows a graph plotting the performance potential (delta v) of the propellants listed in Table 2 in different spacecraft configurations as a percentage deviation from Comparative Example V4.
본 발명의 목적은 전술한 종래 기술의 단점을 최대한 회피할 수 있는, 특히 로켓 엔진을 위한, 추진제를 제안하는 것이다. The object of the present invention is to propose a propellant, especially for rocket engines, which avoids as much as possible the disadvantages of the prior art described above.
본 발명에 따르면, 이러한 목적은, According to the present invention, this purpose is to:
산화제로서의 무기염 - 무기염은 적어도 60 중량%의 산소 함량을 가짐 -; 및 an inorganic salt as an oxidizing agent, wherein the inorganic salt has an oxygen content of at least 60% by weight; and
연료로서의 용매 - 용매는 1가 또는 2가 알코올, 나이트로알케인(nitroalkane), 및/또는 음이온으로서 나이트레이트(nitrate)를 갖는 이온성 액체를 포함하고, 용매는 30 내지 55 중량%의 산소 함량을 가짐 -; 를 포함하고, Solvent as fuel - the solvent includes a monohydric or dihydric alcohol, a nitroalkane, and/or an ionic liquid with nitrate as an anion, and the solvent has an oxygen content of 30 to 55% by weight. have -; Including,
여기서, 무기염은 용매에 용해되는, Here, the inorganic salt is soluble in the solvent,
액체 또는 겔 형태의 추진제에 의해 달성된다. This is achieved by propellants in liquid or gel form.
본 발명에 따른 추진제는 액체 또는 겔 형태이며, 겔 형태의 추진제의 경우에는 펌핑도 가능하다(아래 참조). 이러한 방식으로, 고체 추진제의 전형적인 단점을 피한다. 본 발명에 따른 추진제는 극저온성이 아니므로 추진제의 저장, 취급 및 엔진으로의 공급을 근본적으로 단순화시킨다. 마지막으로, 본 발명에 따른 추진제의 성분은, 적어도 하이드라진 및 이의 유도체와 비교하여, 독성학적 및 생태학적 관점에서 비교적 염려가 적다. ADN 또는 HAN과 비교할 때, 본 발명에 따른 추진제는 상당한 비용상의 이점을 제공한다. The propellant according to the present invention is in liquid or gel form, and in the case of the gel propellant, pumping is also possible (see below). In this way, the typical disadvantages of solid propellants are avoided. The propellant according to the invention is not cryogenic, which radically simplifies the storage, handling and supply of the propellant to the engine. Finally, the components of the propellant according to the invention are of comparatively little concern from a toxicological and ecological point of view, at least compared to hydrazine and its derivatives. Compared to ADN or HAN, the propellant according to the invention offers significant cost advantages.
본 발명에 따른 추진제는 이원 추진제이지만, 산화제와 연료는 별개의 화학적 화합물이기 때문에, 엔진에 공급되는 균질 혼합물인 것이 유리하다. 여기서, 본 발명은 산화제로서 사용되는 무기염이 연료로서 적합한 다양한 용매에서 비교적 우수한 용해도를 가지며, 그 결과 산화제와 연료의 요구되는 혼합비가 설정될 수 있다는 점을 이용한다. 이와 관련하여, 산소 균형, 에너지 밀도, 비추력(specific impulse) 등과 같은 추진제의 특정 특성이 상이한 요구 사항들 및 이용 영역들에 적응될 수 있도록 하기 위해, 상대적으로 고-에너지 연료(나이트로알케인/나이트레이트)보다는 상대적으로 저-에너지 연료(1가 또는 2가 알코올)가 용매로서 사용될 수 있다는 점이 특히 유리하다. The propellant according to the invention is a binary propellant, but since the oxidizer and fuel are separate chemical compounds, it is advantageous that they are a homogeneous mixture supplied to the engine. Here, the present invention takes advantage of the fact that the inorganic salt used as the oxidizing agent has relatively good solubility in various solvents suitable as fuel, and as a result, the required mixing ratio of the oxidizing agent and fuel can be set. In this regard, relatively high-energy fuels (nitroalkanes/nitroalkanes) are used in order to ensure that the specific properties of the propellant, such as oxygen balance, energy density, specific impulse, etc., can be adapted to different requirements and areas of use. It is particularly advantageous that relatively low-energy fuels (monohydric or dihydric alcohols) rather than fuels (monohydric or dihydric alcohols) can be used as solvents.
본 발명에 따른 추진제 및 이의 성분들은 일반적으로 폭발성이 없으며, 이는 취급 및 제조를 단순화하고 추진제를 보다 더 안전하게 한다. 한편, 본 발명에 따른 추진제는 우수한 점화 특성을 가지며, 여기서 전기적, 열적, 촉매-열적 또는 촉매적 점화가 기본적으로 가능하다. The propellants according to the invention and their components are generally non-explosive, which simplifies handling and manufacturing and makes the propellants safer. On the other hand, the propellant according to the invention has excellent ignition properties, where electrical, thermal, catalytic-thermal or catalytic ignition is basically possible.
산화제로서 이용되는 무기염은 바람직하게는 리튬 나이트레이트(lithium nitrate), 리튬 다이나이트라아마이드(lithium dinitramide), 리튬 퍼클로레이트(lithium perchlorate) 또는 이들의 혼합물 중에서 선택된다. 이 염들은 복수의 적합한 연료들에서, 특히 알코올에서 비교적 우수한 용해도를 갖는다. 예를 들어, 메탄올에서 리튬 나이트레이트의 용해도는 약 58g/100g이고, 메탄올에서 리튬 퍼클로레이트의 용해도는 약 182g/100g이다. 나이트레이트가 음이온인 이온성 액체 및 나이트로알케인에서는 용해도가 덜 우수하며, 이 경우 알코올 또는 추가 용매를 혼합하여 염의 용해도를 증가시킬 수 있다. The inorganic salt used as an oxidizing agent is preferably selected from lithium nitrate, lithium dinitramide, lithium perchlorate, or mixtures thereof. These salts have relatively good solubility in a number of suitable fuels, especially in alcohols. For example, the solubility of lithium nitrate in methanol is about 58 g/100 g, and the solubility of lithium perchlorate in methanol is about 182 g/100 g. The solubility is less good in ionic liquids and nitroalkanes where nitrate is an anion, in which case the solubility of the salt can be increased by mixing alcohol or additional solvent.
추진제 중의 무기염의 비율은 넓은 범위에 걸쳐 변화될 수 있으며, 일반적으로 15 내지 65 중량%의 범위에 있다. 이 비율은, 한편으로는 전술한 바와 같이 선택된 용매 및 무기염의 용해도에 따라 달라지며, 다른 한편으로는 추진제의 연소를 위해 요구되는 산소 균형에 따라 달라질 수 있다. The proportion of inorganic salts in the propellant can vary over a wide range and is generally in the range of 15 to 65% by weight. This ratio may depend, on the one hand, on the solubility of the inorganic salt and in the solvent selected as described above, and on the other hand, on the oxygen balance required for combustion of the propellant.
본 발명의 바람직한 일 실시 예에서, 용매는 에탄올, 메탄올 또는 n-뷰탄올을, 특히 단일 성분으로서, 포함한다. 이 경우, 이들 1가 알코올에서의 우수한 용해도로 인해, 추진제 중의 무기염의 비교적 높은 비율이 선택될 수 있는데, 바람직하게는 50 내지 65 중량%가 선택될 수 있다. In a preferred embodiment of the invention, the solvent comprises ethanol, methanol or n-butanol, especially as a single component. In this case, due to their good solubility in these monohydric alcohols, a relatively high proportion of inorganic salts in the propellant can be selected, preferably 50 to 65% by weight.
본 발명의 또 다른 유리한 일 실시 예에서, 용매는 나이트로메테인(nitromethane) 또는 나이트로에테인(nitroethane)을, 특히 단일 성분으로서, 포함한다. 이 경우, 다소 낮은 용해도로 인해, 무기염의 비율은 바람직하게는 10 내지 40 중량%, 보다 바람직하게는 20 내지 30 중량%이다. In another advantageous embodiment of the invention, the solvent comprises nitromethane or nitroethane, especially as a single component. In this case, due to the rather low solubility, the proportion of inorganic salt is preferably 10 to 40% by weight, more preferably 20 to 30% by weight.
전술한 바와 같이, 본 발명에 따른 추진제는 용매 또는 연료로서 단일 알코올 또는 단일 나이트로알케인을 포함할 수 있다. 본 발명의 또 다른 일 실시 예에 따르면, 용매는 추가의 알코올, 특히 n-뷰탄올(여기서, 이것은 주 용매가 아님) 및/또는 에틸렌 글라이콜(ethylene glycol), 및/또는 카보네이트 에스터(carbonate ester), 특히 다이메틸 카보네이트(dimethyl carbonate), 다이에틸 카보네이트(diethyl carbonate), 에틸 메틸 카보네이트(ethyl methyl carbonate) 및/또는 프로필렌 카보네이트(propylene carbonate)를 추가로 포함한다. 카보네이트 에스터는 저-에너지 연료이기도 하다. As mentioned above, the propellant according to the invention may comprise a single alcohol or a single nitroalkane as solvent or fuel. According to another embodiment of the invention, the solvent is an additional alcohol, in particular n-butanol (where it is not the main solvent) and/or ethylene glycol, and/or carbonate ester. ester), especially dimethyl carbonate, diethyl carbonate, ethyl methyl carbonate and/or propylene carbonate. Carbonate esters are also low-energy fuels.
본 발명의 또 다른 일 실시 예에서, 용매는 이온성 액체, 특히 에틸암모늄 나이트레이트(ethylammonium nitrate)를 포함한다. 이 경우, 추진제 중의 무기염의 비율은 바람직하게는 10 내지 40 중량%, 보다 바람직하게는 15 내지 25 중량%이다. In another embodiment of the invention, the solvent includes an ionic liquid, particularly ethylammonium nitrate. In this case, the proportion of inorganic salt in the propellant is preferably 10 to 40% by weight, more preferably 15 to 25% by weight.
이온성 액체 이외에도, 용매는 바람직하게는 알코올, 특히 에틸렌 글라이콜 및/또는 에탄올을 포함한다. 이러한 종류의 혼합물은 단일 용매에 비해 무기염(산화제)의 용해도가 증가될 수 있게끔 한다. 에틸암모늄 나이트레이트의 경우, 에틸암모늄 나이트레이트 대 알코올의 혼합비는 바람직하게는 6:1 내지 1:3 범위이다. Besides ionic liquids, solvents preferably include alcohols, especially ethylene glycol and/or ethanol. This type of mixture allows the solubility of the inorganic salt (oxidizing agent) to be increased compared to a single solvent. In the case of ethylammonium nitrate, the mixing ratio of ethylammonium nitrate to alcohol preferably ranges from 6:1 to 1:3.
바람직하게는, 본 발명에 따른 추진제는 물을 함유하지 않으며, 따라서 특히 ADN 또는 HAN을 기반으로 하는 알려진 추진제들과는 상이하다. 물이 없기 때문에, 본 발명에 따른 추진제는 우수한 점화 가능성을 갖는다. Preferably, the propellant according to the invention does not contain water and thus differs from known propellants in particular based on ADN or HAN. Due to the absence of water, the propellant according to the invention has excellent ignition potential.
또 다른 바람직한 일 실시 예에 따르면, 본 발명에 따른 추진제는 겔 형태의 추진제이다. 겔과 같은 점도를 달성하기 위해, 추진제는 바람직하게는 폴리아크릴산(polyacrylic acid), 발열성 이산화규소(pyrogenic silicon dioxide), 마이크로-스케일(micro-scale) 내지 나노-스케일(nano-scale)의 금속 분말(metal powder), 이산화타이타늄 나노입자(titanium dioxide nanoparticle) 및/또는 탄소 나노튜브(carbon nanotube) 중에서 선택되는 증점제(thickening agent)를 포함한다. 금속 분말의 경우, 이는 바람직하게는 알루미늄, 마그네슘, 알루미늄/마그네슘 합금, 붕소, 철 및 지르코늄 중에서 선택된다. According to another preferred embodiment, the propellant according to the present invention is a gel-type propellant. To achieve a gel-like consistency, the propellant is preferably polyacrylic acid, pyrogenic silicon dioxide, micro-scale to nano-scale metal. A thickening agent selected from metal powder, titanium dioxide nanoparticles and/or carbon nanotubes. In the case of metal powders, they are preferably selected from aluminum, magnesium, aluminum/magnesium alloys, boron, iron and zirconium.
액체 추진제에 비해 겔 형태의 추진제는, 한편으로는 액체 성분의 증기압이 감소하고 다른 한편으로는 높은 점도로 인해 누출 시 배출 속도가 감소하기 때문에 보다 더 안전한 경향이 있다는 이점이 있다. 또 다른 이점은 겔 형태의 추진제의 경우 액체 추진제에 침전되는 불용성 성분도 현탁액에 유지될 수 있다는 것이다. 이는 특히 추진제가 선택적으로 함유하는 금속 분말에 해당되며, 이들은 증점제로서의 기능 이외에도 추가 연료를 제공하고 추진제의 에너지 밀도를 증가시키는 데 이용될 수 있다. Compared to liquid propellants, gelled propellants have the advantage that they tend to be safer, because on the one hand the vapor pressure of the liquid component is reduced and on the other hand the discharge rate in the event of a leak is reduced due to the high viscosity. Another advantage is that, in the case of gel propellants, insoluble components that would otherwise precipitate in liquid propellants can be retained in suspension. This is especially true for metal powders that the propellant optionally contains, which, in addition to their function as thickeners, can be used to provide additional fuel and increase the energy density of the propellant.
본 발명에 따른 추진제에서 증점제의 비율은 바람직하게는 최대 10 중량%, 보다 바람직하게는 1 내지 5 중량%이다. 여기서, 증점제의 종류 및 양은 바람직하게는 본 발명에 따른 겔 형태의 추진제가 실질적으로 액체 추진제의 모든 이점들, 즉 특히 우수한 펌핑성 및 유연성(단순 확장성, 추력 제어성, 및 재점화 가능성)을 갖도록 선택될 수 있다. 결과적으로, 본 발명에 따른 겔 형태의 추진제는, 레올로지(rheology)적으로 전단 담화 거동과 뚜렷한 항복점을 갖고 있어 액체 추진제에 대해 통상적으로 이용되는 공급 시스템을 이용하여서는 펌핑할 수 없는 종래 기술의 공지된 겔 추진제와는 실질적으로 상이하다. The proportion of thickener in the propellant according to the invention is preferably at most 10% by weight, more preferably 1 to 5% by weight. Here, the type and amount of thickener are preferably such that the propellant in gel form according to the invention has substantially all the advantages of a liquid propellant, namely, in particular, good pumpability and flexibility (simple scalability, thrust controllability and re-ignition possibility). You can choose to have it. As a result, the gel-type propellant according to the present invention has rheologically shear thinning behavior and a distinct yield point, and thus cannot be pumped using the supply system commonly used for liquid propellants, as known in the prior art. It is substantially different from the conventional gel propellant.
또한, 본 발명에 따른 추진제는, 바람직하게는 AlH3, NaBH4 및/또는 AlLiH4 중에서 선택되는, 하나 이상의 경금속 수소화물(hydride of light metal)을 포함할 수 있다. 금속 수소화물은 추진제의 에너지 함량 및 성능을 수정할 수 있는 추가 연료이다. Additionally, the propellant according to the invention may comprise at least one hydride of light metal, preferably selected from AlH 3 , NaBH 4 and/or AlLiH 4 . Metal hydrides are additional fuels that can modify the energy content and performance of propellants.
본 발명의 또 다른 일 실시 예에 따르면, 추진제는, 바람직하게는 암모늄, 나트륨 및 칼륨의 나이트레이트 및 퍼클로레이트 중에서 선택되는, 추가 산화제를 더 포함한다. 이는 특히 겔 형태의 추진제의 경우에 해당되며, 이들 산화제들은 용해도가 낮기 때문에 현탁된 형태이다. According to another embodiment of the invention, the propellant further comprises an additional oxidizing agent, preferably selected from the nitrates and perchlorates of ammonium, sodium and potassium. This is especially the case for propellants in gel form, which are in suspended form due to the low solubility of these oxidizing agents.
본 발명에 따른 추진제는 전형적으로 900 내지 1,700 kg/m3범위, 바람직하게는 1,100 내지 1,400 kg/m3 범위의 밀도를 갖는다. The propellant according to the invention typically has a density in the range from 900 to 1,700 kg/m 3 , preferably in the range from 1,100 to 1,400 kg/m 3 .
연소의 경우, 본 발명에 따른 추진제는 바람직하게는 0 내지 -50%, 보다 바람직하게는 -20 내지 -40%의 산소 균형을 갖는다. 산소 균형이 0 일 때, 연소는 완전히 화학량론적(stoichiometric)이므로 추진제의 에너지 함량은 완전히 소모된다. 그러나, 추진제가 너무 쉽게 자발적 연소(폭발)하는 것을 방지하기 위해, 대부분의 경우에 음의 산소 균형, 즉 산화제에 대한 과도한 연료가 바람직하다. For combustion, the propellant according to the invention preferably has an oxygen balance of 0 to -50%, more preferably -20 to -40%. When the oxygen balance is zero, combustion is completely stoichiometric and the energy content of the propellant is completely consumed. However, to prevent the propellant from spontaneous combustion (explosion) too easily, a negative oxygen balance, i.e. excess fuel to oxidizer, is desirable in most cases.
본 발명의 맥락에서 액체 또는 겔 형태의 추진제의 정성적 및 정량적 조성을 변화시킬 수 있는 전술한 가능성으로 인해, 추진제의 비추력은 또한 광범위한 범위 내에(예를 들어, 7 MPa의 연소 압력 및 70:1의 팽창비에서 150 내지 300 s의 범위 내에) 있다. 따라서, 본 발명에 따른 추진제는, 주 추진체 및 보조 추진체 모두를 위해, 특히 발사체, 부스터 로켓, 로켓 단 또는 궤도 엔진을 위해, 항공 우주 공학에서 다양한 종류의 로켓 엔진들에 이용될 수 있다. 또한, 전술한 범위의 하단에서 비추력을 갖는 추진제는 항공 우주 시스템에서 가스 발생기의 작동을 위해서도 이용될 수 있다. Due to the above-described possibility of varying the qualitative and quantitative composition of the propellant in liquid or gel form in the context of the present invention, the specific impulse of the propellant can also be varied within a wide range (for example, at a combustion pressure of 7 MPa and at a pressure of 70:1). in the range of 150 to 300 s at the expansion ratio). Accordingly, the propellant according to the invention can be used in various types of rocket engines in aerospace engineering, both for main and auxiliary propellants, in particular for launch vehicles, booster rockets, rocket stages or orbital engines. Additionally, propellants with a specific impulse at the lower end of the above-mentioned range can also be used for the operation of gas generators in aerospace systems.
우주 여행 이외에도, 본 발명에 따른 추진제는 항공기(예를 들어, 이륙 보조 동력 장치용) 또는 민간 또는 군용 발사체를 구동하기 위해 사용될 수도 있다. In addition to space travel, propellants according to the invention may also be used to power aircraft (e.g. for takeoff auxiliary power plants) or civil or military launch vehicles.
본 발명에 따른 추진제의 또 다른 유리한 적용 영역은 채굴에 있으며, 여기서 추진제는 예를 들어 절단 토치 또는 천공기를 위해 사용될 수 있다. 그러나, 채굴 이외에도, 예를 들어 금속을 접합하고 분리하기 위한 공작 기계의 구동을 위해 위해 추진제를 사용하는 것도 고려될 수 있다. Another advantageous area of application of the propellants according to the invention is in mining, where the propellants can be used, for example, for cutting torches or boring machines. However, in addition to mining, it is also conceivable to use hazardous propellants, for example for driving machine tools for joining and separating metals.
본 발명의 이러한 이점들 및 추가적인 이점들은 이하의 예들을 참조하여 보다 상세하게 설명된다. These and additional advantages of the invention are explained in more detail with reference to the examples below.
액체 추진제의 예들Examples of Liquid Propellants
아래의 표 1에서, 본 발명에 따른 액체 추진제의 4가지 예들(예 1 내지 예 4) 각각의 경우에 대해, 백분율 조성, 비추력, 밀도, 단열 연소 온도 및 산소 균형이 특정된다. 하이드라진(V1) 및 암모늄 다이나이트라아마이드(V2 및 V3)를 각각 기반으로 하는 종래의 추진제가 비교 예로서 제공된다. In Table 1 below, for each of the four examples (Examples 1 to 4) of the liquid propellant according to the invention, the percentage composition, specific impulse, density, adiabatic combustion temperature and oxygen balance are specified. Conventional propellants based on hydrazine (V1) and ammonium dinitriamide (V2 and V3) respectively are provided as comparative examples.
10% n-뷰탄올
60% 나이트로메테인30% lithium perchlorate
10% n-butanol
60% Nitromethane
40% 에탄올60% lithium perchlorate
40% ethanol
70% 에틸암모늄 나이트레이트
12% 에틸렌 글라이콜18% lithium nitrate
70% Ethylammonium Nitrate
12% ethylene glycol
11% 암모늄 나이트레이트
60% 에틸암모늄 나이트레이트
12% 에틸렌 글라이콜17% lithium nitrate
11% ammonium nitrate
60% Ethylammonium Nitrate
12% ethylene glycol
18% 메탄올
5% 암모니아
14% 물63% ADNs
18% methanol
5% ammonia
14% water
11% 모노메틸 폼아마이드
24% 물65% ADNs
11% monomethyl formamide
24% water
(5 MPa의 연소 압력 및 50:1의 팽창비에서) 비추력에 대한 값들은 종래의 추진제의 값들과 유사하거나 경우에 따라 더 높다. 본 발명에 따른 추진제들의 밀도들은 유사한 범위 내에 있다. The values for specific impulse (at a combustion pressure of 5 MPa and an expansion ratio of 50:1) are similar to, or in some cases higher than, those of conventional propellants. The densities of the propellants according to the invention are within a similar range.
비추력과 마찬가지로, 단열 연소 온도는 NASA-CEA 코드 (McBride & Gordon, 1996)를 사용하여 계산되었다. 예 2 내지 예 4에서도 이 값은 비교 예들과 유사한 범위에 있다. 이는 엔진 설계에 사용되는 재료들이 지금까지의 것과 매우 유사할 수 있음을 의미하며, 이는 새로운 추진제의 기술적 구현을 단순화한다. 예 1은 예외이다. 이 경우, 연소 온도 및 성능(비추력) 모두 상당히 높기 때문에, 기존의 엔진 기술에 대한 조정(특히 촉매 장치의 경우, 고온에 견딜 수 있는 설계 재료)이 필요할 수 있지만, 그럼에도 불구하고 실현되는 성능 잠재력을 고려할 때 가치가 있는 것으로 보인다. As with specific impulse, adiabatic combustion temperature was calculated using the NASA-CEA code (McBride & Gordon, 1996). In Examples 2 to 4, this value is also in a similar range to the comparative examples. This means that the materials used in engine design can be very similar to those used to date, which simplifies the technical implementation of new propellants. Example 1 is an exception. In this case, both combustion temperature and performance (specific thrust) are quite high, so adjustments to existing engine technology (especially in the case of the catalytic converter, design materials capable of withstanding high temperatures) may be necessary, but the performance potential that is nevertheless realized is limited. It seems worth considering.
본 발명에 따른 추진제의 산소 균형은 AND을 기반으로 하는 종래의 "친환경 추진제"의 경우보다 더 낮다. 이는, 한편으로는 연소가 보다 덜 화학량론적이어서 화학 에너지가 추진 에너지로 불완전하게 변환된다는 것을 의미하며, 다른 한편으로는 새로 개발된 추진제가 기계적 및 열적 부하의 결과로서 폭발하기가 쉽지 않다는 의미일 수 있다. The oxygen balance of the propellant according to the invention is lower than that of conventional “green propellants” based on AND. On the one hand, this may mean that combustion is less stoichiometric, resulting in an incomplete conversion of chemical energy into propulsive energy, and on the other hand, it may mean that newly developed propellants are less likely to explode as a result of mechanical and thermal loads. there is.
도 1은 상이한 우주선 구성들에서 표 1에 나열된 추진제들의 성능 잠재력(델타 v)을 기준 추진제인 하이드라진(V1)과의 백분율 편차로서 나타낸 그래프를 보여준다. 이들은 x 축에 표시된 연소 종료 질량비(burnout mass ratio)(ζ)에 대해 플롯된다. 예를 들어, 0.55의 연소 종료 질량비는 하이드라진에 의해 연료가 공급되는 전형적인 우주 탐사선에 해당하고(즉, 추진제는 전체 우주선 질량의 45 %를 차지함), 0.92의 연소 종료 질량비는 하이드라진에 의해 연료가 공급되는 지구 관측 위성에 해당한다. Figure 1 shows a graph plotting the performance potential (delta v) of the propellants listed in Table 1 as a percentage deviation from the reference propellant, hydrazine (V1), for different spacecraft configurations. These are plotted against the burnout mass ratio (ζ) shown on the x-axis. For example, an end-of-burn mass ratio of 0.55 corresponds to a typical space probe fueled by hydrazine (i.e., the propellant accounts for 45% of the total spacecraft mass), and an end-of-burn mass ratio of 0.92 corresponds to a typical space probe fueled by hydrazine. It corresponds to an Earth observation satellite.
밀도가 높은 추진제를 사용하면, 동일한 탱크 부피로 더 많은 추진제를 운반 할 수 있는데, 즉, 연소 종료 질량비가 감소하고, 우주선의 델타 v, 즉 궤도 기동에 필요한 궤도 속도의 조정량이 증가한다. 그래프의 선들은 동일한 우주선에서 하이드라진 이외의 추진제가 사용되는 경우 얼마나 더 많은 델타 v가 적용될 수 있는지를 나타낸다. ADN(V2 및 V3)을 기반으로 하는 종래의 추진제를 사용하면, 30 내지 50 % 더 많은 델타 v가 달성될 수 있으므로 탐사선 및 위성의 작동 기간이 최대 1.5 배까지 연장될 수 있다. 본 발명에 따른 액체 추진제들은 유사한 범위에 있거나 또는 그 이상이며(예 1), 따라서 종래의 하이드라진 대체물과 경쟁적이다. Using a denser propellant allows more propellant to be carried in the same tank volume, i.e., the end-of-burn mass ratio is reduced, and the delta v of the spacecraft, i.e., the amount of adjustment in orbital speed required for orbital maneuvers, is increased. The lines on the graph indicate how much more delta v can be applied if propellants other than hydrazine are used in the same spacecraft. Using conventional propellants based on ADN (V2 and V3), 30 to 50% more delta v can be achieved, thereby extending the operational period of rovers and satellites by up to 1.5 times. The liquid propellants according to the invention are in a similar range or higher (Example 1) and are therefore competitive with conventional hydrazine alternatives.
겔 형태의 추진제의 예들Examples of propellants in gel form
아래의 표 2에서, 본 발명에 따른 겔 형태의 추진제의 3가지 예들(예 5 내지 예 7) 각각의 경우에 대해, 백분율 조성, 비추력, 밀도 및 C* 연소 효율이 특정된다. 다양한 종래의 추진제들(V4 내지 V7)이 비교 예로서 제공된다. In Table 2 below, for each of the three examples (Examples 5 to 7) of the propellant in gel form according to the invention, the percentage composition, specific impulse, density and C* combustion efficiency are specified. Various conventional propellants (V4 to V7) are provided as comparative examples.
59% 에틸암모늄 나이트레이트
10% 에틸렌 글라이콜
15% 알루미늄 분말
1% 카보폴 98015% lithium nitrate
59% Ethylammonium Nitrate
10% ethylene glycol
15% aluminum powder
1% Carbopol 980
34% 에탄올
15% 알루미늄 분말
1% 카보폴 98050% lithium perchlorate
34% ethanol
15% aluminum powder
1% Carbopol 980
8% n-뷰탄올
50% 나이트로메테인
15% 알루미늄 분말
2% 카보폴 980
2% 에어로실 20023% lithium perchlorate
8% n-butanol
50% Nitromethane
15% aluminum powder
2% Carbopol 980
2% Aerosil 200
19% 알루미늄 분말
12% HTPB69% Ammonium Perchlorate
19% aluminum powder
12% HTPB
15% 알루미늄 분말
10% 겔화제 및 기타 첨가제75% Nitromethane
15% aluminum powder
10% gelling agent and other additives
비추력에 대한 값들은 극저온 또는 부분적으로 극저온 이원 추진제의 경우에 비해 더 낮으며, 고체 추진제의 에너지 특성과 더 유사하다. 그러나, 본 발명에 따른 추진제의 밀도는, 고체 추진제의 밀도만큼 높지는 않더라도, 더 높다. The values for specific impulse are lower than for cryogenic or partially cryogenic binary propellants and are more similar to the energy properties of solid propellants. However, the density of the propellant according to the invention is higher, if not as high as that of the solid propellant.
도 2는 상이한 우주선 구성들에서 표 2에 나열된 추진제들의 성능 잠재력(델타 v)을 비교 예 V4와의 백분율 편차로서 나타낸 그래프를 보여준다. 표시된 연소 종료 질량비 값들은 발사체 및 고-고도 연구 로켓(0.15 내지 0.35)과 부스터 단(0.3 내지 0.45) 또는 상위 단(0.4 내지 0.65)의 전형적인 값들이다. Figure 2 shows a graph plotting the performance potential (delta v) of the propellants listed in Table 2 in different spacecraft configurations as a percentage deviation from Comparative Example V4. The end-of-burn mass ratio values shown are typical for launch vehicle and high-altitude research rockets (0.15 to 0.35) and booster stages (0.3 to 0.45) or upper stages (0.4 to 0.65).
단(stage)의 크기가 동일하면, 그래프에 표시된 모든 추진제들은, 예를 들어 Vega 발사 시스템의 P80 부스터 단에서 사용되는, 기준 고체 추진제(V4)보다 더 작은 델타 v를 제공한다. 극저온 또는 부분적으로 극저온 추진제의 경우, 델타 v는 1 내지 20 % 더 적다. 본 발명에 따른 추진제들의 경우, 델타 v는 12 내지 25% 더 적다. 예 7은 예외인데, 이 추진제의 델타 v 성능은 종래의 극저온 및 부분적으로 극저온 이원 추진제의 범위 내에 있다. Given the same stage size, all propellants shown in the graph provide a smaller delta v than the reference solid propellant (V4), for example, used in the P80 booster stage of the Vega launch system. For cryogenic or partially cryogenic propellants, delta v is 1 to 20% less. For propellants according to the invention, delta v is 12 to 25% less. Example 7 is an exception, as the delta v performance of this propellant is within the range of conventional cryogenic and partially cryogenic binary propellants.
그러나, 테스트된 모든 추진제들이 기준 추진제보다 더 작은 델타 v를 제공한다는 사실이, 이들의 사용이 불리하다는 것을 의미하지는 않는다. 이 비교는 개별 추진 시스템들 간의 차이를 고려하지 않은 것이다. 예를 들어, 고체 추진제 엔진의 "탱크"는 동시에 연소실이며, 이러한 이유로 고압 및 동시에 높은 열 부하를 견뎌야 한다는 점을 고려하여야 하는데, 특히 연소 종료 질량비가 작은 매우 큰 단의 경우 상대적으로 큰 구조적 질량을 초래하므로 액체 또는 겔 추진제의 경우보다 최소 연소 종료 질량비가 높다. 추가적인 요점은, 연료 블록의 중심에 있는 종축을 따르는 공동(cavity)으로 인해, 고체 추진제 엔진의 최대 추진제 충진 수준이 액체 추진제 단의 최대 추진제 충진 수준보다 낮다는 것이다. However, the fact that all tested propellants provide a smaller delta v than the reference propellant does not mean that their use is disadvantageous. This comparison does not take into account differences between individual propulsion systems. For example, it must be taken into account that the “tank” of a solid propellant engine is at the same time a combustion chamber, and for this reason it must withstand high pressures and at the same time high heat loads, which requires a relatively large structural mass, especially in the case of very large stages with a small end-of-combustion mass ratio. This results in a higher minimum combustion end mass ratio than in the case of liquid or gel propellants. An additional point is that, due to the cavity along the longitudinal axis at the center of the fuel block, the maximum propellant charge level of the solid propellant engine is lower than that of the liquid propellant stage.
시스템의 또 다른 중요한 양상은 액체 및 겔 형태의 일원 및 이원 추진제들 간의 비교에서 보여질 수 있는데, 전자의 경우에는 로켓 단 내에 하나의 물질만이 저장되고 공급되어야 하지만, 후자의 경우에는 2가지의 물질이 저장되고 공급되어야 한다. 이러한 이유로, 일원 추진제 시스템은 이원 추진제 시스템보다 훨씬 덜 복잡하다. 추가적인 요점은 본 발명에 따른 일원 추진제 중 어느 것도 극저온이 아니라는 것이다. 이 또한 취급을 상당히 단순화한다. 예를 들어 MON 또는 하이드라진과 같은 기타의 저장 가능한 추진제들과는 달리, 본 발명에 따른 고-에너지 일원 추진제는 독성이 없거나, 발암성이 아니거나 또는 환경에 유해하지 않다. Another important aspect of the system can be seen in the comparison between mono- and binary propellants in liquid and gel form, in the former case only one material must be stored and supplied within the rocket stage, while in the latter case there are two. Materials must be stored and supplied. For this reason, monopropellant systems are much less complex than binary propellant systems. A further point is that none of the monopropellants according to the invention are cryogenic. This also simplifies handling considerably. Unlike other storable propellants, such as MON or hydrazine, the high-energy monopropellants according to the invention are not toxic, carcinogenic or harmful to the environment.
시스템의 이러한 양상들이 고려된다면, 본 발명에 따른 추진제들을 사용하여 작동되는 추진 시스템들은 많은 종래의 추진 시스템들보다 우수할 가능성을 갖는다. 이러한 맥락에서, 추력 제어 및 엔진 재점화가 쉽게 실현될 수 있다는 시스템의 이점과 이원 추진제의 성능을 동시에 갖는 예 7에 따른 추진제에 특히 주목하여야 한다. 전술한 바와 같이, 이는 고체 추진제 엔진의 경우 훨씬 더 복잡하다. If these aspects of the system are taken into account, propulsion systems operating using propellants according to the present invention have the potential to be superior to many conventional propulsion systems. In this context, particular attention should be paid to the propellant according to Example 7, which has at the same time the performance of a binary propellant and the advantages of a system in which thrust control and engine reignition can be easily realized. As mentioned above, this is much more complicated for solid propellant engines.
Claims (15)
산화제로서의 무기염 - 상기 무기염은 적어도 60 중량%의 산소 함량을 가짐 -;
연료로서의 용매 - 상기 용매는 1가 또는 2가 알코올; 나이트로알케인(nitroalkane); 및/또는 음이온으로서 나이트레이트(nitrate)를 갖는 이온성 액체; 를 포함하고, 상기 용매는 30 내지 55 중량%의 산소 함량을 가짐 -;
를 포함하되,
상기 무기염은 상기 용매에 용해되는,
추진제.
As a propellant in liquid or gel form, especially for rocket engines,
an inorganic salt as an oxidizing agent, wherein the inorganic salt has an oxygen content of at least 60% by weight;
Solvent as fuel - The solvent may be a monohydric or dihydric alcohol; nitroalkane; and/or an ionic liquid with nitrate as an anion; wherein the solvent has an oxygen content of 30 to 55% by weight;
Including,
The inorganic salt is soluble in the solvent,
Propellant.
상기 무기염은 리튬 나이트레이트(lithium nitrate), 리튬 다이나이트라아마이드(lithium dinitramide), 리튬 퍼클로레이트(lithium perchlorate) 또는 이들의 혼합물 중에서 선택되는,
추진제.
According to claim 1,
The inorganic salt is selected from lithium nitrate, lithium dinitramide, lithium perchlorate, or mixtures thereof.
Propellant.
상기 추진제 중의 무기염의 비율은 15 내지 65 중량%인,
추진제.
The method of claim 1 or 2,
The proportion of inorganic salt in the propellant is 15 to 65% by weight,
Propellant.
상기 용매는 에탄올, 메탄올 또는 n-뷰탄올을, 특히 단일 성분으로서 포함하고,
상기 추진제 중의 무기염의 비율은 바람직하게는 50 내지 65 중량%인,
추진제.
According to any one of claims 1 to 3,
The solvent comprises ethanol, methanol or n-butanol, especially as a single component,
The proportion of inorganic salts in the propellant is preferably 50 to 65% by weight,
Propellant.
상기 용매는 나이트로메테인(nitromethane) 또는 나이트로에테인(nitroethane)을, 특히 단일 성분으로서 포함하고,
상기 추진제 중의 무기염의 비율은 바람직하게는 10 내지 40 중량%, 보다 바람직하게는 20 내지 30 중량%인,
추진제.
According to any one of claims 1 to 4,
The solvent comprises nitromethane or nitroethane, especially as a single component,
The proportion of inorganic salt in the propellant is preferably 10 to 40% by weight, more preferably 20 to 30% by weight.
Propellant.
상기 용매는 추가 알코올, 특히 n-뷰탄올 및/또는 에틸렌 글라이콜(ethylene glycol); 및/또는 카보네이트 에스터(carbonate ester), 특히 다이메틸 카보네이트(dimethyl carbonate), 다이에틸 카보네이트(diethyl carbonate), 에틸 메틸 카보네이트(ethyl methyl carbonate) 및/또는 프로필렌 카보네이트(propylene carbonate); 를 포함하는,
추진제.
The method of claim 4 or 5,
The solvent may include additional alcohols, especially n-butanol and/or ethylene glycol; and/or carbonate esters, especially dimethyl carbonate, diethyl carbonate, ethyl methyl carbonate and/or propylene carbonate; Including,
Propellant.
상기 용매는 이온성 액체, 특히 에틸암모늄 나이트레이트(ethylammonium nitrate)를 포함하고,
상기 추진제 중의 무기염의 비율은 바람직하게는 10 내지 40 중량%, 보다 바람직하게는 15 내지 25 중량%인,
추진제.
According to any one of claims 1 to 3,
The solvent includes an ionic liquid, especially ethylammonium nitrate,
The proportion of inorganic salt in the propellant is preferably 10 to 40% by weight, more preferably 15 to 25% by weight.
Propellant.
상기 용매는 알코올, 특히 에틸렌 글라이콜 및/또는 에탄올을 더 포함하고, 바람직하게는 에틸암모늄 나이트레이트 대 알코올의 중량비는 6:1 내지 1:3 범위인,
추진제.
According to claim 7,
The solvent further comprises alcohol, especially ethylene glycol and/or ethanol, preferably the weight ratio of ethylammonium nitrate to alcohol is in the range from 6:1 to 1:3.
Propellant.
상기 추진제는 물을 함유하지 않는,
추진제.
According to any one of claims 1 to 8,
The propellant does not contain water,
Propellant.
상기 추진제는, 바람직하게는 폴리아크릴산(polyacrylic acid), 발열성 이산화규소(pyrogenic silicon dioxide), 마이크로-스케일(micro-scale) 내지 나노-스케일(nano-scale)의 금속 분말(metal powder), 이산화타이타늄 나노입자(titanium dioxide nanoparticle) 및/또는 탄소 나노튜브(carbon nanotube) 중에서 선택되는 증점제(thickening agent)를 더 포함하는,
추진제.
According to any one of claims 1 to 9,
The propellant is preferably polyacrylic acid, pyrogenic silicon dioxide, micro-scale to nano-scale metal powder, dioxide Further comprising a thickening agent selected from titanium dioxide nanoparticles and/or carbon nanotubes,
Propellant.
상기 금속 분말은 알루미늄, 마그네슘, 알루미늄/마그네슘 합금, 붕소, 철 및 지르코늄 중에서 선택되는,
추진제.
According to claim 10,
The metal powder is selected from aluminum, magnesium, aluminum/magnesium alloy, boron, iron and zirconium,
Propellant.
상기 증점제의 비율은 최대 10 중량%, 바람직하게는 1 내지 5 중량%인,
추진제.
The method of claim 10 or 11,
The proportion of the thickener is at most 10% by weight, preferably 1 to 5% by weight.
Propellant.
상기 추진제는, 바람직하게는 AlH3, NaBH4 및/또는 AlLiH4 중에서 선택되는 하나 이상의 경금속 수소화물을 더 포함하는,
추진제.
The method of any one of claims 1 to 12,
The propellant further comprises at least one light metal hydride, preferably selected from AlH 3 , NaBH 4 and/or AlLiH 4 .
Propellant.
암모늄, 나트륨 및 칼륨의 나이트레이트 및 퍼클로레이트 중에서 선택되는 추가 산화제를 더 포함하는,
추진제.
The method of any one of claims 1 to 13,
further comprising an additional oxidizing agent selected from the nitrates and perchlorates of ammonium, sodium and potassium,
Propellant.
상기 추진제는 900 내지 1,700 kg/m3의 밀도, 바람직하게는 1,100 내지 1,400 kg/m3의 밀도; 및/또는 상기 추진제는, 연소의 경우, 0 내지 -50%, 바람직하게는 -20 내지 -40%의 산소 균형을 갖는,
추진제. The method of any one of claims 1 to 14,
The propellant has a density of 900 to 1,700 kg/m 3 , preferably 1,100 to 1,400 kg/m 3 ; and/or the propellant has, in case of combustion, an oxygen balance of 0 to -50%, preferably -20 to -40%,
Propellant.
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