During the past decades, advances in micro fabrication technology enabled miniaturization of the various mechanical and electrical devices. It is not a coincidence that the micro aerospace system has been one of the earliest applications of MEMS, as the weight and size are the dominant performance factors in aerospace technology. A micro thruster is a tiny rocket that is needed for maneuvering of a micro/nano-satellite. The limited volume is serious restrictions in the development of a nano-satellite. Miniaturizing the thruster results in the low conversion efficiency, as the heat loss to the surroundings is inversely proportional to the size. Combustion is one of the simplest ways to get high energy in small volume. Rocket is a device that converts the chemical energy of the propellant into the kinetic energy of the burnt gas to generate thrust. When the thrust is relatively small, the rocket is called thruster. A solid propellant thruster consists of propellant, combustion chamber, igniter and nozzle in general.
Because of the increased temperature gradients near the wall and the increased surface-to-volume ratio due to the miniaturization, the heat transfer effect becomes increasingly important. Therefore, the heat loss must be taken into account in the energy equation for the performance calculation. Due to the volume constraint of a micro thruster, the selection of grain shape is limited. Considering these limitation, an end burn type grain is feasible with a propellant that has enhanced burning rate.
A simple one dimensional internal ballistic model introducing the heat loss effect has been proposed to predict the performance of solid propellant micro thruster. Thrusters in millimeter class were manufactured with high burning rate composite propellant based on HTPB/AP. Through the firing test, thrust measurement was carried out for evaluation of the proposed calculation model.
The heat loss due to the convective heat transfer in the small combustion chamber was included in the conventional internal ballistic model. The convection heat transfer coefficient was determined from approximated relationship to account the effect of the scale reduction of the thruster. The thrust predicted by the calculation agreed reasonably well with the measurement. The agreement validates the empirically determined heat transfer coefficient. The results demonstrate that the proposed model of conventional ballistic calculation with heat loss correction is adequate for the design of a micro thruster.
초소형 추력기에 대해서 연소실 내부에서 벽면을 통하여 빠져나가는 열 손실로 인하여 시간에 따라 감소하는 연소가스의 온도변화를 고려한 일차원의 내탄도 계산 모델을 제시하였다. 열 손실 중에서 대류 열 전달 계산을 위하여 초음속 노즐의 열 해석에 주로 사용되는 열 전달 계수에 관한 근사식을 도입하여 연소실 내부에 적용하였다. 그리고 일반적인 HTPB-AP 혼합형 추진제를 선택하여 연소특성을 파악한 후 추력기 모델을 설계하여 내탄도 성능예측을 수행하였다. 그리고 밀리미터 급의 소형 추력기를 제작하여 연소시험을 통한 성능 평가를 수행하였다. 어느 정도의 비추력을 확보하기 위하여 통상의 로켓이 사용하는 수준에서 높은 연소속도를 갖는 추진제를 선택하였지만, 실제 추력기가 운용되는 낮은 연소압력에서 연소속도가 급격히 낮아지는 경향이 생기는 것을 알 수 있었다. 고체 추진제를 사용하는 이유 중의 하나가 시스템의 무게에 대한 성능이 다른 것보다 유리한 것에 있는데 압력이 낮아지면 비추력이 감소하여 이러한 장점이 상쇄될 수 있기 때문에, 점화 성능을 개선시키고자 하는 이유도 있지만, 더욱 높은 연소속도를 갖는 기폭제 등을 마이크로 추력기 연구에 응용하고 있는 이유도 추정할 수 있었다. 연소시험 분석에 따르면, 제시된 모델로 예측한 총 역적과 계측한 자료의 총역적이 모델에 따라서 15~30%의 차이를 보였지만, 열 손실을 고려하지 않는 경우에 비해서는 약 20%정도 계측 값에 더 접근하는 결과를 얻을 수 있었다. 예측오차를 감소시키기 위해서는 복사 등으로 인한 손실도 고려하여야 할 것이다. 고체 추력기의 크기가 마이크로 또는 밀리미터 급 단위의 초 소형으로 가더라도 본 연구에서 제안한 열 손실이 고려된 일반적인 일차원 내탄도 성능 기법의 적용이 가능하며, 대류 열 전달계수를 계산하기 위하여 도입한 근사식은 어느 정도 적절한 선택이었음을 알 수 있었다. 추력기의 크기가 작아질수록 열 손실에 의해서 연소실 내의 화염온도가 저하되어 압력이 떨어져서 결국 대표적인 추력기 성능인 추력이 감소하므로, 필히 열 손실을 고려한 성능해석이 수반되어야 함을 알아보았다.
