• 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 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.

• 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 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.278-281
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• 2005

본 논문은 적층된 전극 구조의 노즐을 이용한 정전기 마이크로 추진 장치의 새로운 메커니즘을 제시한 구조에 대해 크기에 따른 영향을 연구하였다. 구조의 크기에 따른 실험결과를 비교해 볼 때 500volt 이하의 요구 전압이 가능함을 보여주고 있다.

• 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.

• 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.

• 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.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권2호
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• pp.13-18
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• 2015

Micro planar type liquid propellant thruster was fabricated by MEMS manufacturing process for micro/nano satellites applications. 90 wt.% hydrogen peroxide was used as propellant and for propellant decomposition, Pt/Al2O3 was used as catalyst. Micro thruster structure was made by 5 photosensitive glasses patterned with thruster component profiles. Objective thrust was 50 mN and required hydrogen peroxide mass flow was 2.1 ml/min, which was supplied by syringe pump and teflon tube in experimental test. Performance test said that average steady thrust was approximately 30 mN, around 60% of objective thrust, and transient time was about 5 sec. It is estimated that extended response time was due to high thermal energy loss of micro scale thruster and low enthalpy input by propellant mass flow.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.111-114
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• 2008

본 연구에서는 과산화수소 분해 반응을 이용한 초소형 추력기 성능평가를 실시하였다. 물리 화학적 안정성이 뛰어나고 분해 성능이 좋은 백금을 촉매로 사용하고 세라믹 폼을 지지체로 선정하였다. 실험에 사용된 단일 추진제는 90wt% 과산화수소로 질소 가스를 통한 직접 가압 방식으로 추력기에 공급된다. 추력기의 성능을 평가하기 위해서 특성 속도 효율을 구하고 압력곡선을 통해서 압력 상승 시간, 압력 하강 시간, 반응 지연 등을 종합적으로 살펴본다.