• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제19회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.23-27
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• 2002

Micro turbine that is a component of micro thermal system refers to turbines on the scale of centimeters which can transmit power on the order of tens of Watts. Such devices can be used as propulsion or power generation devices for various potable and micro devices. An interdisciplinary team at Seoul National University has designed, fabricated and tested such a device, and this paper describes each phase. A commercial code has been used for design, and MEMS processes have been used for manufacturing. Finally, some preliminary test results are presented.

• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.64-70
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• 2008

마이크로 가공기술의 눈부신 발달에 힘입어 다양한 항공우주 시스템을 초소형화 하려는 시도가 있어 왔다. 마이크로 비행체, 나노 위성, 마이크로 로봇 등의 개념들이 등장하였다. 이들 독립 이동식 마이크로 시스템을 구동하는 데에는 기존의 배터리 보다 훨씬 에너지 밀도가 높은 동력원이 필요하다. 그러나 이와 같은 고에너지 동력원이 아직 존재하지 않는다. 이 논문에서는 초소형 동력원 연구의 과거와 현재를 살펴보고, 미래 발전 방향에 대한 제안을 시도하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.837-841
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• 2008

Propulsion of gene coated micro-particles is desired for non-intrusive drug delivery inside biological tissue. This has been achieved by the development of a device that uses high power laser pulses. The present paper looks at the mechanisms of micro-particle acceleration. Initially, a high power laser pulse is focused onto the front side of a thin aluminium foil leading to its ablation. The ablation front drives a compression wave inside the foil, thus leading to the formation of a shock wave, which will later reflect from the rear side of the foil, due to acoustic impedance mismatch. The reflected wave will induce an opposite motion of the foil, characterized by a very high speed, of the order of several millimeters per microsecond. Micro-particles, which are deposited on the rear side of the foil, thus get accelerated and ejected as micro-projectiles and are able to penetrate several hundreds of micrometers inside tissue-like material. These processes have been observed experimentally by using high-speed shadowgraphy and considered analytically.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.178-181
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• 2011

Recently, micro shock tube is being extensively used in various fields of engineering applications. The flow characteristics occurring in the micro shock tube may be significantly different from that of conventional macro shock tube due to very low Reynolds number and Knudsen number effects which are, in general, manifested in such flows of rarefied gas, solid-gas two-phase, etc. In these situations, Navier-Stokes equations cannot properly predict the micro shock tube flow. In the present study, a two-dimensional CFD method has been applied to simulate the micro shock tube, with slip velocity and temperature jump boundary conditions. The effects of wall thermal conditions on the unsteady flow in the micro shock tube were also investigated. The unsteady behaviors of shock wave and contact discontinuity were, in detail, analyzed. The results obtained show much more attenuation of shock wave, compared with macro-shock tubes.

• 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 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.753-756
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• 2017

기술의 발전에 따라 소형화, 집적화, 그리고 경량화가 가능해지면서, 기존의 중대형 인공위성이 소형 인공위성으로 대체됨으로써 미소 추력기에 대한 필요성이 대두되었다. 레이저 삭마 미소 추력기는 넓은 추력 운용범위와 낮은 단일 임펄스 추력, 그리고 높은 레이저 출력 대비 에너지 비를 가지고 있어 미소 추력기를 대체할 수 있는 세밀한 추력 제어기로서 떠오르고 있다. 본 논문은 레이저 삭마 미소추력기의 구조, 추진제, 그리고 연구 동향을 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.39-43
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• 2005

본 논문에서는 인공위성의 자세제어에 활용될 미소 추력의 발생장치로서 고체추진제를 이용한 마이크로로켓을 제작하고 이의 성능평가를 위한 기초실험 수행내용을 기술 하였다. 분사제트의 가시화를 통해 로켓의 성능분석을 시도하였고 점화 가능성을 확보하기 위해 여러 형태의 점화기법을 연구해 보았다. 크기가 작은 만큼 제작과 점화가 어렵고 추진력 측정에 정밀성이 요구되었다. 추진력을 측정하기 위한 두 가지 형태의 미소추력 측정 장치를 개발 하였고 측정 장치의 성능평가를 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.622-627
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• 2004

There are many difficulties in realizing Ultra-micro gas turbine system. Among them, the effects of tip clearance upon the micro turbine flowfield are discussed in this paper. The flowfield was investigated numerically with the Reynolds-averaged three-dimensional thin-layer Navier-Stokes equations. Calculations were conducted with clearance height from 0％ to 10% of the passage height. Leakage mass flow and deterioration of efficiency are proportional to the clearance height for the clearance height larger than 4%. However, in the case of 2% clearance, leakage flow is significantly reduced due to relative motion of the casing and as a result deterioration of efficiency is very small. It is difficult to control tip clearance in micro turbines, but the results of this study indicate that if the clearance height is controlled within a few per-cent of passage height, deterioration of stage performance will be small.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.587-590
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• 2017

마이크로 가스터빈엔진의 성능 실험연구를 수행하였다. 성능측정을 위하여 마이크로엔진에 적합한 시험장치를 구축하였으며, Olympus HP Engine을 이용하여 성능측정을 수행하였다. 엔진흡입 공기유량, 추력, 연료소모율, 각 구성품 입구에서의 공기 및 가스온도를 측정하였다. 측정된 결과부터 마이크로 가스터빈 엔진의 성능특성을 보다 잘 이해할 수 있었다.