This thesis presents the internal ballistic design, fabrication procedure, and performance evaluation of MEMS solid propellant rocket array. MEMS solid propellant rocket array consists of micro nozzle, micro igniter and combustion chamber filled with solid propellant. The internal ballistic design was carried out to predict chamber pressure, thrust, and total impulse of MEMS rocket. The computational results of lead styphnate gave a maximum chamber pressure of 197 bar, a maximum thrust of 3.84 N, and a total impulse of 0.42 mNs at the case of ignition area radius of 100 ㎛. We developed a fabrication process of micro igniter on photosensitive glass wafer instead of silicon nitride membrane that had been used by other research groups. Membrane was fabricated by anisotropic etching of a glass wafer. Pt was used for electric heat coil. The average thickness and diameter of the membrane were 35 ㎛ and 1 mm respectively. The width of Pt/Ti pattern was 40 ㎛. The temperature response to given electric power was estimated. Electric power to get the temperature up to 300℃ was about 400 mW which was approximately 16 % higher than the dielectric membrane. The pressure at which the membrane yielded was measured. The glass membrane could withstand 1531 KPa that is 3 times as high as the pressure that a conventional $SiN_x$ membrane yields. HTPB/AP, lead styphnate, and ZPP were used as the propellant. The micro diverging nozzle was also fabricated with anisotropic etching of photosensitive glass. The diameter of fabricated nozzle throat was 416 ㎛. Area ratio of micro nozzle was 1.85. Numerical simulations of micro nozzle were performed to obtain the flow field and the thrust. Thermal and UV bonding techniques were used in the assembly procedure. Firing test was performed in order to estimate the ignition characteristics and thrust performance. Quenching was observed at the case of HTPB/AP. As a result of firing test, lead styphnate had best performance. The average of measured maximum thrust and total impulse of lead styphnate were 3619 mN and 0.381 mNs, respectively. Average of measured maximum thrust was approximately 5 % lower than the internal ballistic design. The total impulse difference between the experimental and computational results was about 10%. The minimum ignition delay was 27.5 ms with an ignition energy of 19.3 mJ. The rocket array was integrated with an ignition control circuit that controls ignition sequence. The ignition control circuit consists of micro controller, MOSFET, and DC regulator. The present study demonstrated that simpler, robust, and low cost fabrication process of MEMS solid propellant rocket was possible and the proposed igniter performed well when assembled into the MSPT array.
MEMS 고체 추진제 로켓 배열체의 개발을 위하여 고체 추진제 내탄도 설계 기법을 확립하고 새로운 개념의 마이크로 점화기를 개발하였으며, 마이크로 확장 노즐 등 MEMS 로켓 요소 기술의 가공 공정 기술 확립하고, 요소 부품의 성능 평가를 수행하였다. 로켓의 통합 공정을 개발하고 로켓의 점화 특성 및 추력 성능을 평가하였으며, 마지막으로 배열체 로켓의 점화 제어를 위한 점화 제어 시스템을 개발하고 이를 MEMS 로켓과 결합하여 로켓의 작동을 제어 하였다.
현재의 MEMS 기술로 구현이 가능하며, 적합한 성능을 가지는 MEMS 고체 추진제 로켓 배열체 개념을 선정하였다. 로켓 모델 선정 후 고체 추진제 로켓의 성능을 예측 할 수 있는 내탄도 설계 방법을 확립하였다. 내탄도란 추진제 가스의 물성과 로켓의 형상을 이용하여 로켓 챔버의 내부 압력과 추력 그리고 총역적을 예측하는 수치 해석 방법이다. 내탄도 해석을 통해 다양한 설계 변수를 고려하고 최적의 설계 변수를 도출하였다. 설계된 로켓의 최대 압력은 197 bar로서 최대 추력은 3.84 N, 총역적은 0.42 mNs의 성능을 가지도록 설계되었다.
MEMS 로켓의 기본 설계 후, MEMS 고체 추진제 로켓에 있어 핵심 부품인 마이크로 점화기를 개발하였다. 새로운 마이크로 점화기를 위해 기존의 유전체 박막 점화기의 장점을 유지하며, 단점인 기계적 특성을 보완하기 위하여 지금까지는 사용되지 않았던 유리 박막 개발하여 사용하였다. 유전체 박막의 경우 제작상에 발생되는 잔류 응력으로 인하여 수 ㎛ 미만의 얇은 두께를 가진다. 이 경우 발열 특성은 좋으나, 너무 얇은 박막으로 인하여 사용에 있어서도 많은 주의가 필요하며, 실제 고체 추진제 충전에 있어 많은 어려움이 있기 때문에 별도의 기술 내지는 추진제 충전 장비가 필요하게 된다. 이에 반해 이 연구에서 제안하고 개발된 유리 박막 마이크로 점화기의 경우 잔류 응력 문제로부터 자유롭기 때문에 수십에서 수백 ㎛의 두께를 가지는 박막을 가질 수 있다. 이 연구에서는 35 ㎛ 두께의 유리 박막을 사용하였는데, 이 두께는 제작에 있어 가장 신뢰성과 재연성을 가지는 최소 두께이다. 제작된 유리 박막 점화기의 발열 특성과 기계적 특성을 유전체 박막 점화기와 함께 비교 평가하였다. 개발된 유리 박막 점화기의 경우 발열 특성에 있어 유전체 박막 점화기에 비해 약 16 % 성능이 감소되기는 하였지만, 박막의 기계적 특성인 박막 파괴 압력은 300% 증가하였다. 이 같은 특성으로 인하여 실제 이 연구에서 개발된 점화기에 추진제를 충전할 경우 어떠한 특별한 기술 또는 장치 없이도 손쉽게 추진제를 충전할 수 있었다. 이 점이 개발된 유리 박막 마이크로 점화기의 최대 장점이다.
요소 제작 기술을 개발 후, MEMS 고체 추진제 로켓에 적합한 통합 공정을 개발하여 성공적으로 MEMS 고체 추진제 로켓의 제작하였다. 제작된 MEMS 로켓의 점화 특성을 평가하였다. 추진제는 기폭제 계열의 lead styphnate와 ZPP 을 사용하였다. 점화 특성 평가 결과, lead styphnate가 ZPP 보다 점화 특성이 우수하였다. ZPP는 수백 ms 의 점화 지연을 가지며 수백 mJ의 점화 에너지가 필요한 반면 lead styphnate의 경우 수십 ms의 짧은 점화 지연을 가졌고, 점화 에너지 역시 수십 mJ로 매우 낮은 값을 가졌다. 점화 특성 평가 결과 최소 점화 가능 전압이 존재함을 확인하였고, 최소 점화 가능 전압 이상의 전압에서는 인가 전압이 증가함에 따라 점화 지연과 점화 에너지가 지수승으로 감소되는 것을 확인하였으며, 최소 점화 지연은 27.5 ms, 점화 에너지는 19.3 mJ로 측정되었다.
MEMS 로켓의 점화 특성을 평가 후, lead styphnate를 사용하는 MEMS 로켓의 추력을 측정하였다. 추력 측정 실험에서는 높은 주파수의 추력 특성을 갖는 MEMS 고체 추진제 로켓의 특성을 고려하여 동적 특성이 우수한 정밀 쿼츠 로드셀을 사용되었다. 추력 측정 결과 평균 추력은 3619 mN, 총역적은 0.381 mNs, 그리고 비추력은 62.3 s로 측정되었다. 실험을 통해 얻은 평균 최고 추력은 내탄도 해석 모델의 94% 총역적은 내탄도 해석 모델에 비해 91 %의 값을 가지며, 이 연구에서 수행한 내탄도 해석결과의 타당함을 확인시켜 주었다.
마지막으로 배열체 타입의 MEMS 로켓의 점화 제어를 위하여 마이크로 컨트롤러와 MOSFET를 사용한 추력 제어 시스템을 개발하여 이를 MEMS 로켓과 통합하고, 성공적으로 로켓 작동을 제어하였다.
이 연구를 통해 MEMS 고체 추진제 로켓의 내탄도 설계 방법을 개발하였고, 기존의 마이크로 점화기에 비해 성능이 우수한 점화기가 개발되었다. MEMS 로켓의 통합 공정 및 성능 평가 기술을 확립하였으며, MEMS 고체 추진제 로켓의 개발을 성공적으로 수행하였다.
