• 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 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.416-423
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• 2012

액체추진제 공급시스템의 액체포집장치는 추진기관으로 기포가 유입되는 것을 방지하는데 사용한다. 액체포집장치는 차단막의 미세 구멍의 모세관 효과를 이용하여 추진기관에 순수 액체만을 공급한다. 기포점은 액체포집장치의 설계에서 가장 중요한 설계변수이다. 본 논문에서는 문헌조사를 통해 액체포집장치의 성능에 영향을 미치는 변수들을 식별하고 기포점 측정 시험 장치를 구성하였다.

• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제11권4호
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• pp.10-18
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• 2007

본 연구에 채택된 마이크로터빈은 축류형 터빈으로 2단으로 구성되어져 있으며 로터 유로에서의 평균반경이 8.4 mm이다. 이러한 소형 터빈은 마이크로 동력시스템의 드라이브로 사용되어질 수 있으며 무부하 상태에서 100,000 RPM의 회전속도에 도달한다. 하지만 낮은 부분분사에서 작동하므로 동익과 정익의 익형각에 따라 성능의 변화가 발생되어진다. 따라서 노즐, 정익, 동익의 익형각을 변경하면서 비출력과 총 비토오크를 측정하여 각각의 성능을 분석하였다. 성능실험의 결과에 의하면 동익 익형각의 변화에 따라 총 비토오크가 15%까지 변경되어졌으며 최적의 입사각은 $10.3^{\circ}$ 정도였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.373-376
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• 2009

초소형 터보제트엔진에 적용되는 반경형 연소기에 대한 전부하 연소리그시험과 고고도 점화시험을 수행하였다. 지상정지, 표준대기 조건에서 엔진의 최대운용점에서 연소리그시험과 기본 점화시험을 수행한 결과, 11.2%의 압력손실과 99.85%의 최종 성능을 도출하였으며, 주 시동영역에서 공기과잉율 $2{\sim}6$의 점화영역이 측정되었다. 30,000 ft 고고도 점화시험을 실시하여 고공환경에서의 점화영역을 측정하였고, 이러한 결과를 통해 개발된 연소기의 설계가 타당함을 입증하였다.

• 대한조선학회논문집
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• 제39권3호
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• pp.1-7
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• 2002

검증된 프로그램을 통하여 수축 팽창 운동에 대한 해석을 수행하였으며, 해석 결과 레이놀즈수가 작아지게($R_n{\fallingdotseq}1$) 되면 점성력을 이용한 추진이 효과적일 것으로 나타났고, 계산 결과를 꼭지점법과 비교하였다. 본 연구를 통하여 극도로 점성이 큰 지역에서 통상의 추진기로 추진이 불가능한 곳에서도 추진할 수 있는 새로운 추진 시스템을 제안하였으며, 이 시스템은 micro-hydro-machine의 추진 장치로 활용될 수 있으리라 기대된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.611-616
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• 2004

In this study, microfabrication of a micro-arcjet nozzle with Fifth-harmonic generation Nd：YAG pulses (wavelength 213 nm) and its thrust performance tests were conducted. A micro-arcjet nozzle was machined in a 1.2 mm thick quartz plate. Sizes of the nozzle were 0.44 mm in width of the nozzle exit and constrictor diameter of 0.1 mm. For an anode, a thin film of Au (~100 nm thick) was deposited by DC discharge PVD in vacuum on divergent part of the nozzle. As for a cathode, an Au film was also coated on inner wall surface. In operational tests, a stable discharge was observed for mass flow of 1.0mg/sec, discharge current of 6 ㎃, discharge voltage of 600 V, or 3.6 W input power (specific power of 3.6 MW/kg). In this case, plenum pressure of the discharge chamber was 80 ㎪. With 3.6 W input power, thrust obtained was 1.4 mN giving specific impulse of 138 sec with thrust efficiency of 24 %.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.45-48
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• 2008

MEMS 기술의 발전에 따라 마이크로 시스템이 개발되면서 마이크로 시스템이 요구하는 높은 에너지를 제공하는 에너지원으로 연소기반의 초소형 동력장치에 대한 연구가 진행되고 있다. 초소형 동력장치는 별도의 열원이 있어야 하기에 이와 연계되는 초소형 연소기가 필요하다. Swiss-roll 연소기는 연소기의 크기와 형상, 재질에 대한 연구들이 진행되어 왔다. 선행연구결과 연소기 재질의 열전도도가 낮고, 재질의 두께가 얇을수록 연소기의 성능이 좋아진다는 결론을 얻을 수 있었다. 본 연구에서는 낮은 작동온도를 요구하는 PEM형 연료전지에의 적용가능성을 검토하기 위해서 열전도율이 낮은 polyimide 연소기를 제작하여 성능분석을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.361-364
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• 2009

마이크로 인공위성에 적용가능한 마이크로 추력기를 개발하기 위해서는 우주환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 논문에서는 $10^{-5}\;torr$의 진공도를 목표로 정하고 진공설비를 구축하였고, $100{\sim}120\;km$의 고도를 모사한다. 장치 선정 및 실제 장치 구축 후 진공도 성능 실험을 수행하였고 저진공 펌프를 작동시켜 누센펌프의 멤브레인에 따른 특성연구를 진행하였다. 또한 향후 열진공챔버로의 전환을 위한 계획을 서술하였다.