• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.251-254
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• 2006

마이크로 추력기는 마이크로/나노 위성체의 구현을 위한 핵심 기술이며 다양한 다이크로 추력기 중 마이크로 고체 추진제 추력기는 각광받고 있는 추력기중 하나이다. 마이크로 고체 추진제 추력기는 노즐, 점화기, 추진제실 그리고 추진제로 구성되어 있다. 본 논문에서는 다양한 마이크로 고체 추진제 추력기들을 조사하고, 1mNs의 임펄스를 구현할 수 있는 추력기 모델을 제시하고 연소실의 설계 및 제작 방법에 대한 결과를 보고하겠다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.225-228
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• 2007

마이크로 고체 추진제 추력기는 현재의 MEMS 기술로 가장 실현 가능성이 높은 마이크로 추력기이다. 마이크로 고체 추진제 추력기의 기본 요소로는 마이크로 노즐, 마이크로 점화기, 연소 챔버 그리고 고체 추진제이다. 마이크로 노즐과 연소 챔버는 감광유리의 이방성 식각을 통해 제작이 되었다. 마이크로 점화기는 마이크로 유리 박막 백금 히터를 사용하였다. 요소들의 제작 공정을 확립 후, 요소들을 통합하여 추력기를 개발하였다. 추력기의 연소 실험을 수행하여 성공적으로 연소가 일어남을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권4호
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• pp.77-84
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• 2006

마이크로/나노 위성체 개발과 함께 위성체의 자세 제어 및 궤도 수정을 위한 마이크로 추력기의 개발이 필요하게 되었다. 다양한 마이크로 추력기들 중 가장 각광 받고 있는 마이크로 고체 추진제 추력기를 소개하고, 추력기의 구성 요소들에 관한 연구 결과를 기술하였다. 추진제 점화를 위한 마이크로 백금 점화기를 제작하여 형상 변수에 관한 성능 평가를 수행하였다. HTPB/AP 고체 추진제의 특성 연구를 수행하여, 추진제의 연소 속도를 측정하였다. 마이크로 챔버는 감광성 유리를 이방성 식각하여 제작하였으며, 최종적으로 이들 요소들을 통합하여 마이크로 고체 추진제 추력기의 연소 실험을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권6호
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• pp.581-586
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• 2008

기존의 수 mN급의 MEMS 고체 추진제 추력기는 실제 마이크로/나노 위성체의 킥모터,지능탄(Smart bomb)의 측추력기로 응용하기에는 추력 레벨이 너무 낮다는 한계가 있었다. 이 연구에서는 고체 추진제의 연소 면적을 증대시킴으로써 추력 레벨이 향상된 MEMS 고체 추진제 추력기의 제작 가능성을 확인하고 연소 실험을 통해서 구조체의 안정성을 확인하였으며 직접 추력을 측정하여 수백 mN급의 단위 추력기를 개발하였다. 연소 챔버와 노즐, 덮개 층은 감광성 유리 기판을 이용하여 제작하였으며 마이크로 점화기는 파이렉스 기판 위에 300 ㎚ 높이의 니켈과 크롬을 페터닝(patterning)하여 제작하였다. 마이크로 점화기의 성능 해석과 실험을 통한 검증을 수행하여 고체 추진제의 점화를 위한 공급 전력을 계산하였으며 힘 센서를 통하여 추력기의 추력을 측정하였다. 측정된 추력은 K=15와 20인 경우에 300, 600 mN 이었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.91-94
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• 2007

마이크로 고체 추진제 추력기의 점화 시스템의 제작 및 점화 실험에 관한 연구 결과를 기술하겠다. 유리 박막 마이크로 백금 점화기는 일반적인 금속 박리 공정과 감광 유리 제작 공정을 이용하여 제작되었다. 백금 층의 두께는 $2000{\AA}$, 점화기 패턴의 폭은 $40{\mu}m$ 였다. 제작된 유리 박막의 두께는 $15{\mu}m$, 유리 박막의 지름은 1 mm 였다. HTPB/AP 추진제를 이용하여 점화 실험을 수행하였다. 12 V의 전압을 사용한 경우, 점화 지연 시간은 1.6 s 였으며 이 때의 점화 에너지는 1.4 J로 측정되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.147-150
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• 2003

The purpose of this research was to develope components of micro solid propellant thruster. Micro solid propellant thruster had four basic components: combustion chamber, nozzle, solid propellant and micro heater for ignition. A performance of micro heater and characteristic of solid propellant was investigated. Micro heater was fabricated by conventional MEMS process and Platinum layer was used for heating element. Effect of geometry parameters on micro heater was tested. The temperature responses of heater with respect to each parameters was compared for a given electrical power. The characteristic of solid propellant(HTPB/AP) was investigated to obtain burning velocity in small chamber. Additionally, a capacity of filling propellant with high viscosity in small chamber was checked to guarantee for the micro fabrication.

• 대한기계학회논문집B
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• 제28권10호
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• pp.1264-1270
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• 2004

In this paper research on micro solid propellant thruster is reported. Micro solid propellant thruster has four basic components; micro combustion chamber, micro nozzle, solid propellant and micro igniter. In this research igniter, solid propellant and combustion chamber are focused. Micro igniter was fabricated through typical micromachining and the effect of geometry was evaluated. The characteristic of solid propellant was investigated to observe burning characteristic and to obtain burning velocity. Change of thrust force and the amount of energy loss following scale down at micro combustion chamber were estimated by numerical simulation based on empirical data and through the calculation normalized specific impulses were compared to figure out the efficiency of combustion chamber.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.1-8
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• 2015

MEMS 추력기를 위한 유리 박막 마이크로 점화기를 개발하였다. 수십 마이크로 미터의 두께를 가지는 유리 박막을 사용하여 점화기의 구조적 안정성을 향상시켰다. 마이크로 점화기는 박막 형성을 위한 감광 유리의 이방성 식각과 점화 코일 형성을 위한 Pt/Ti 증착 공정으로 제작되었다. 개발된 점화기는 유리 박막의 구조적 안정성으로 인하여 특별한 장치없이 추진제 충전이 가능하였다. 점화 실험이 성공적으로 이뤄졌으며 최소 점화 지연은 27.5 ms, 최소 점화 에너지는 19.3 mJ 이였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.1280-1285
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• 2004

Microsystem technology has been applied to space technology and became one of the enabling technology by which low cost and high efficiency are achievable. Micro propulsion system is a key technology in the miniature satellite because micro satellite requires very small and precise thrust force for maneuvering and attitude control. In this paper research on micro solid propellant thruster is reported. Micro solid propellant thruster has four basic components; micro combustion chamber, micro nozzle, solid propellant and micro igniter. In this research igniter, solid propellant and combustion chamber are focused. Micro igniter was fabricated through typical micromachining and evaluated. The characteristic of solid propellant was investigated to observe burning characteristic and to obtain burning velocity. Change of thrust force and the amount of energy loss following scale down at micro combustion chamber were estimated by numerical simulation based on empirical data and through the calculation normalized specific impulses were compared to figure out the efficiency of combustion chamber.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.802-808
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• 2014

학문적 연구개발 목적으로 개발된 MEMS 기술 기반 고체 추력기는 큐브위성에 탑재되어 극한 우주환경에서의 궤도 운용 및 기술검증시험을 실시할 예정이다. 이를 위해서는 고체 추력기가 허용온도 범위 내에 유지되도록 하여 점화시간지연에 따른 점화실패 방지 및 저온에서의 추력기의 구조건전성 확보가 가능하도록 열 제어를 실시하여야 한다. 본 논문에서는 MEMS 고체 추력기의 저온에서의 허용온도 유지를 위해 일반적으로 적용되는 온도센서와 히터를 활용하지 않고 고체 추진제 점화용 마이크로 점화기를 온도제어를 위한 센서 및 히터로 활용하는 효율적 열 제어 방안을 제안하였으며, 궤도 열 해석을 통해 열 제어 방식의 유효성을 입증하였다.