• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.1-8
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• 2005

과산화수소를 단일추진제로 사용하는 마이크로 추력기를 위한 실험적 연구를 수행하였다. 연구에서 은 촉매 활성화 방법과 메조스케일 반응기의 성능평가에 관한 실험을 하였다. 시도한 여러 가지 활성 방법 중, $500^{\circ}C$의 수소 환원법의 경우 가장 좋은 반응성을 가짐을 확인 하였다. 추진제의 완전한 분해 조건을 찾기 위해 메조스케일 반응기가 제작되었다. 촉매 베드를 위해 지지체로 20 mm 길이의 유리 웨이퍼를 준비하여 은 촉매를 스퍼터링 하였다. 과산화수소 공급 유량에 따라 반응기내 공간시간이 변하므로 유량을 변화시키며 반웅기 실험을 수행하였고 전환율을 측정 하였다. 20 mm 베드 길이에서 추진제의 완전한 분해를 위해 480초 이상의 공간시간이 요구된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.381-385
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• 2005

최근 우주 개발 기술은 "더 빠르고, 저렴하고, 효율적인"으로 표현할 수 있다. 이런 장치들 사이에서 마이크로 추진 장치는 필수적인 요소이다. 또한 마이크로 노즐은 마이크로 추진 장치에서 가장 중요한 부분이다. 냉가스 추력기의 경우, 마이크로 노즐은 팽창비의 변화를 통해 압축 가스내의 저장된 에너지를 운동에너지로 변환시킨다. 본 논문에서는 노즐 팽창비와 비열비에 따른 마이크로 노즐의 특성을 실험하였다. 추력은 추력 측정 장치에 부착한 스트레인게이지를 사용하여 측정하였다. 또한 실험을 통해 마이크로 노즐의 성능을 평가해보았다.

• 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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• 제33권5호
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• pp.72-78
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• 2005

대기압 하에서 노즐목 직경이 1.0, 0.5, 0.25 mm인 마이크로노즐을 이용하여 성능시험을 하였다. 냉가스 추진제로는 질소를 사용하였다. 성능평가를 위하여 챔버내 전압력을 2~20 bar까지 변화시키면서 추력과 질유량을 측정하였다. 실험결과 압력이 낮아질수록 점성에 의한 손실이 크다는 것을 비추력을 비교해 봄으로써 알 수 있었다. 그리고 오리피스와 노즐의 추력 비교를 통해 노즐의 효율의 더 좋다는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권11호
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• pp.974-980
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• 2014

소형 인공위성에 적용하기 위해 홀 추력기의 음극 전원공급기가 개발되었다. 이 전기추력기에는 마이크로웨이브 음극을 적용하였고 음극전원은 안정적인 동작을 위해서 필수적이다. 유량을 조절함에 따라 양극전류는 변하게 되고 이때 음극전류는 양극전류에 비례하여 제어되어야 한다. 그래서 양극전류에 비례하여 음극전류를 공급하도록 음극전원을 설계하였다. 또한 음극전원은 음극의 안정성을 위해 음극전류가 약 0.03A 이내에서 양극전류보다 더 흐르도록 세부 조정되었다. 음극전원에 대한 기능시험은 양극과 음극을 등가적인 부하로 구성하여 수행되었다. 안정적인 추력기 동작을 확인하기 위해서 진공 챔버에서 검증되었고 발사 이후에 우주환경에서도 정상적으로 동작하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권2호
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• pp.175-180
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• 2009

이 논문은 폴리머 기반의 전기 분무 장치를 만들기 위하여 이온빔 장치를 통하여 초소수성으로 가공 된 polytetrafluoroethylene(PTFE) 노즐을 사용하였다. 초소수성 표면을 만들기 위하여, PTFE 표면은 Ar과 $O_2$를 이용한 이온빔 공정 장치를 사용하였다. 최적의 표면 공정 조건은 Ar과 $O_2$ 유량 및 에너지 단위를 변화 시켜 얻을 수 있었다. 공정된 노즐의 표면 특성을 분석하기 위하여 접촉각 측정을 수행하였고, 표면의 형태적 분석을 위해 scanning electron microscope(SEM) 그리고 atomic force microscope(AFM) 측정을 하였다. 초소수성으로 공정된 노즐을 사용함으로써 보다 안정적이고 반복적인 전기 분무가 가능함을 확인 하였으며, 공정 된 노즐의 성능을 평가하기 위하여 외팔보와 이온빔으로 표면 처리 된 노즐 그리고 레이져 변위센서를 이용하여 마이크로 스케일의 추력을 측정하였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2002년도 제25회 KOSCI SYMPOSIUM 논문집
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• pp.237-240
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• 2002

Micro catalytic reactors are alternative propulsion device that can be used on a nano satellite. When used with a monopropellant, $H_2O_2$, a micro catalytic reactor needs only one supply system as the monopropellant reacts spontaneously on contact with catalyst and releases heat without external ignition, while separate supply lines for fuel and oxidizer are needed for a bipropellant rocket engine. Additionally, $H_2O_2$ is in liquid phase at room temperature, eliminating the burden of storage for gaseous fuel and carburetion of liquid fuel. In order to design a micro catalytic reactor, an appropriate catalyst material must be selected. Considering the safety concern in handling the monopropellants and reaction performance of catalyst, we selected hydrogen peroxide at volume concentration of 70% and perovskite redox catalyst of lantanium cobaltate doped with strondium. Perovskite catalysts are known to have superior reactivity in reduction-oxidation chemical processes. In particular, lantanium cobaltate has better performance in chemical reactions involving oxygen atom exchange than other perovskite materials. In the present study, a process to prepare perovskite type catalyst, $La_{0.8}Sr_{0.2}CoO_3$, and measurement of its propellant decomposition performance in a test reactor are described.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.365-368
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• 2009

마이크로 나노 급 위성의 자세제어를 위한 소형 추력 장치로써, 펄스 에너지를 활용한 새로운 추력기의 개발 연구를 진행 중이다. 레이저 추진은 연료를 탑재하지 않기 때문에 경량화 및 비용 절감이 가능하고 펄스 에너지 레벨을 조절하여 목적에 적합한 추력을 발생시킬 수 있다. 본 논문에서는 높은 추력 발생을 위하여 플라즈마 팽창 제한의 물질로 젤 형태의 물질을 적용하였다. 또한 pendulum system으로 속도를 측정하여 momentum coupling coefficient($C_m$)를 도출함으로써 추력 성능이 크게 향상되었음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.49-52
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• 2007

마이크로 인공위성에 적용 가능한 마이크로 추력기를 개발하기 위해서는 우주환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 논문에서는 $10^{-5}$ torr의 진공도를 유지할 수 있는 진공설비를 구축하였고, 이 장비는 $100{\sim}120km$의 고도를 모사할 것으로 기대된다. 실제 장비운용에 앞서 사용할 펌프의 성능을 예측하고 저진공 펌프를 작동시켜 이론에 의한 예상 진공도와 실험을 통한 진공도를 비교 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.60-64
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• 2005

과학기술위성 2호의 주요 임무는 주 탑재체인 마이크로웨이브파 라디오미터(DREAM: Dual-channel Radiometers for Earth and Atmosphere Monitoring)개발, 부 탑재체인 레이저 반사경(SLR: Satellite Laser Ranging) 개발, 그리고 위성체 핵심기술 선행연구를 위한 Frame-Type 위성구조체, 복합소재 태양전지판, Dual-Head 별추적기, CCD 태양센서, 펄스형 플라즈마 추력기, 소형 탑재 컴퓨터 및 고속 X-band 송신기 개발 등을 포함한 100kg급 저궤도 소형위성 개발이다. 본 논문에서는 과학기술위성 2호 시스템에 대하여 설명을 한다. 과학기술위성 2호의 시스템 정의 및 기본적인 운영개념, 과학기술위성 2호의 주 탑재체인 마이크로웨이브파 라디오미터, 부 탑재체인 레이저 반사경, 그리고 이들을 지원하기 위한 위성본체 등을 포함한다.