• 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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• 제36권8호
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• pp.780-789
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• 2008

본 논문에서는 새로운 추력기 성능 측정 방식을 제안한다. 광센서를 이용하여 추력기를 탑재한 것을 가정한 진자가 일정구간을 지나가는 시간을 측정하여 마이크로 추력기의 성능을 계산할 수 있도록 하였다. 마이크로 추력기의 추력을 측정하기 위해서 이미 몇 종류의 측정 장비가 개발되어있지만 본 논문에서는 최소 임펄스 비트(minimum impulse bit)를 직접적으로 측정할 수 있으면서 요구되는 보정과정을 최소화 할 수 있는 새로운 시스템에 대해 논술하였다. 이전에 사용되지 않은 시간 측정 방식을 응용하여 추력기에서 생성되는 임펄스를 계산할 수 있다. 이러한 측정 시스템의 바탕이 되는 이론에 대해 설명하였고 개발된 하드웨어를 통해 실제로 시험하였다. 검증을 위해서 추력이 부정확한 추력기가 아닌 위치변화를 주는 스페이서를 사용하여 하드웨어와 시뮬레이션 결과를 비교분석하였다. 개발된 하드웨어를 통해 개념인증 및 시스템 검증을 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.

• 한국추진공학회지
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• 제20권3호
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• pp.54-62
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• 2016

이단 마이크로 할로우 음극 방전(MHCD) 플라즈마를 사용하는 마이크로 플라즈마 추력기(${\mu}PT$)에 대한 실험 연구가 수행되었다. 40 sccm의 아르곤 유량과 10 W 미만의 전력으로 보다 더 직진성 있고 긴 침투 길이를 가진 배기 플룸을 만드는 정전기적 가속이 이단 MHCD에 의해 발생되었다. 전압-전류 특성에서는 이단 운전 시 두 번째 단의 가속 전압이 일정하게 되는 최적 영역이 있음을 보였다. 추정된 배기 플룸의 길이가 가속 전압으로 추산된 이론적 배출 속도와 비슷한 증가 경향을 보였다. 다중 채널을 가진 마이크로 플라즈마 추력기는 동일한 총 전력량에 대하여 단일 채널 추력기와 비슷한 특성을 보여, 이는 채널 당 허용 전력량을 낮춰 전체 전력량을 높일 수 있음을 의미한다. 아르곤 원자 분광선의 볼츠만 그래프에서 배기 플룸의 평균 전자 여기 온도는 약 2.6 eV(=약 30,170 K)임이 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.757-763
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• 2017

본 연구에서는 50 mN급 마이크로 추력기를 활용하여, ADN 기반 추진제인 LMP-103S의 연소 실험을 수행하였다. 마이크로 추력기는 MEMS 공정 과정을 거쳐 감광유리로 제작하였다. LMP-103S 분해용 촉매로 $Pt/{\gamma}-Al_2O_3$를 사용하였다. 연소 실험 초기에 촉매 예열을 위해 90 wt.% 과산화수소를 주입하였으며, 이후 LMP-103S를 주입하여 연소 실험을 수행하였다. 실험 결과 백금 촉매 환경에서 LMP-103S의 점화가 이루어짐을 확인하였으며, 연소실 온도는 $650^{\circ}C$로 형성되었다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.67-70
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• 2006

본 논문에서는 진공실험 시설에서의 여러 미소추력 측정방법에 대한 소개와 필요성을 말하고 있다. 이는 실제 마이크로 인공위성에 적용을 위한 마이크로 추력기 개발을 위해 필수적인 요소이다. 우주환경모사를 위해 충남대학교 고진공 설비를 구축하였으며, 이 설비에서 효율적인 미소추력 측정이 이루어질 수 있도록 진공 챔버 내의 미소 추력측정 방법에 대한 연구를 진행하였다.

• 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.