With advances in Micro-Electro Mechanical System (MEMS) technology, the development of micro aerial systems such as nano-satellites, micro-missiles, and micro aerial vehicles has received attention in the aerospace field. These systems are suitable for missions in which conventional systems cannot be used because of their size. Their production and operation costs are also lower than those of conventional systems. To successfully develop and operate such micro aerial systems, it is essential to develop micro propulsion systems for attitude or orbit control. The micro solid propellant thruster is most suitable for miniaturization using MEMS technology, because this thruster has a simple structure with no moving parts. The one-shot limitation of solid propellants can be overcome through the fabrication of an array. For this array-type micro thruster to be usable in micro aerial systems, the thruster units must have a low performance variation and a high ignition success rate with uniform characteristics, i.e., good repeatability, so that the systems can be controlled effectively.
In the development stage, the micro solid propellant thruster was based on a silicon substrate. Several teams developed silicon-based micro thrusters using a silicon substrate for all parts of the thruster except the chamber layer. The chamber layer was fabricated using a glass wafer to prevent combustion propagation. The process for fabricating silicon-based micro thrusters was well established; however, there were several problems with these thrusters. The membrane in the micro igniter was very thin, and, consequently, had low structural stability. The same thinness also led to early rupture of the membrane before the ignition was sustained. In addition, the uncertain adhesion between the membrane and propellant was a common issue.
In a micro solid propellant thruster, the structural stability of the membrane is important, because the propellant have to be completely protected from the outside to get the reliable performance. It is also necessary for easy propellant loading. A glass-based micro igniter was developed for the high structural stability, uncertain adhesion remained an issue. In addition, results concerning the improvement of repeatability are still awaited from studies on both silicon- and glass-based micro thrusters.
In this study, as the first step toward improving repeatability, a type of glass-based micro igniter was proposed considering reliable ignition and stable ignition characteristics as prerequisites for improved repeatability. This igniter was also designed to improve the ignition characteristics of a glass-based micro solid propellant thruster. In the design process of the thruster array, firstly, unit thruster in thruster array in which the proposed igniter was applied was designed using a internal ballistics model. Next, in order to evaluate ignition characteristics of the proposed igniter, numerical analysis using ANSYS was conducted. Ignition characteristics of the previous igniter was also calculated, then each result was compared. Finally the array structure was designed considering a heat propagation between unit thrusters and arrangement of heat-coils and electrodes.
After the design process, the micro solid propellant thruster array was fabricated through a MEMS fabrication process. In order to realize the proposed igniter in this study, a new UV bonding process was developed. The igniter was successfully realized by the developed process and a CMP process for membrane fabrication. The fabrication of a micro solid propellant thruster array was then completed through the bonding process of each layer and propellant filling.
Performance evaluation of the fabricated micro thruster array was conducted by a firing test. First, the ignition delay time was measured using an oscilloscope. All igniters successfully ignited, hence ignition success rate reached 100%. Measured minimum ignition delay time was 11.2 ms, and maximum ignition delay time was 14 ms. Calculated average value was 12.35 ms, and its standard deviation was 0.737 ms. Next, thrust of each unit thruster was measured using a quartz force sensor. Meausred average combustion time was 0.2 msec. Measured average thrust was 2.542 N, and calculated standard deviation was 0.369 N. By integrating an each thrust curve, total impulse was calculated. Average total impulse was 0.182 mNs, and its standard deviation was 0.04 mNs. After performance evaluation was done, the ignition sequence control system was finally developed to ignite selected unit thrusters in the thruster array.
The present study demonstrated design, fabrication and performance evaluation of MEMS solid propellant thruster array with improved performance repeatability. The performance repeatability data was firstly reported by the present study among the micro solid propellant thruster array studies.
현재 운용되고 있거나 발사되고 있는 인공위성들은 주로 그 무게가 수백 kg에서 수 ton 급으로, kg당 수만 달러가 소모되는 발사비용을 생각해볼 때 이들의 발사 및 운용에 천문학적인 비용이 소모되고 있다. 따라서 MEMS 기술을 이용한 초소형 인공위성의 제작으로 이러한 비용을 줄이고자 하는 노력이 진행되고 있다.
초소형 인공위성의 효과적인 운용을 위해서는 자세제어를 위한 초소형 추진 시스템이 필수적이다. 또한 초소형 인공위성은 군집운용이 가능한 장점이 있는데, 이를 위해서도 초소형 추진 시스템이 필요하게 된다. 초소형 추진 시스템으로는 단순한 구조를 가지게 되는 고체 추진제 추력기가 가장 유리하며, 또한 고체 추진제의 일회성의 단점을 보완하기 위해서는 배열체의 형태로 제작이 되어야 한다. 현재 여러 연구팀에 의해 이에 대한 연구가 진행되고 있으나, 배열체 형태에서의 필수 요소인 각 단위 추력기들의 성능 균일성에 대한 연구 내용은 아직 보고되지 않고 있다.
MEMS 기술을 이용한 초소형 고체 추진제 추력기는 사용되는 재료의 종류에 따라 실리콘 기반 추력기와 유리 기반 추력기로 나뉘어진다. 이번 연구에서는 실리콘 기반 추력기와 유리 기반 추력기의 장점들을 모두 가지면서 동시에 배열체의 성능 재연성을 향상시킬 수 있는 새로운 초소형 고체 추진제 추력기의 개념을 제안하고, 추력기의 설계 및 제작공정과 성능평가를 수행하였다.
초소형 고체 추진제 추력기의 설계를 위하여, 먼저 기폭약인 lead styphnate를 추진제로 선정하였다. 초소형 인공위성의 정밀 자세제어를 위한 필요 총 역적은 0.1 - 0.5 mNs 이며, 기폭약은 매우 빠른 연소시간을 나타내므로 이를 고려하여 필요 추력은 3 - 5 N 으로 결정하였다. 내탄도 모델을 사용하여 필요 추력을 나타내기 위한 단위 추력기의 형상을 설계하였으며, 또한 내탄도 모델을 이용한 성능예측 과정을 통하여 단위추력기의 성능 재연성을 위해서는 추진제의 일정한 초기 연소 면적이 중요한 사항임을 도출하였다.
추진제의 초기 연소면적을 일정하게 유지함과 동시에 우수한 점화 성능을 달성하기 위하여, 히터가 박막 아래에 위치하여 추진제와 직접 접촉하는 방식의 새로운 점화기를 설계하였다. 그리고 설계된 점화기의 제작을 위한 새로운 방식의 공정법을 설계하였다.
단위추력기의 설계를 완료한 후 배열체의 형상을 설계하였다. 먼저 생성된 연소열이 다른 단위 추력기로 전파되지 않는 최소한의 거리를 ANSYS 열 전달 해석을 통하여 도출하였으며, 점화코일의 배치 형태와 간격을 고려하여 5 X 5 크기의 추력기 배열체 형상을 설계하였다.
설계된 추력기는 감광성 유리를 사용한 MEMS 공정을 통하여 제작공정이 수행되었다. 먼저 추력기를 이루는 각 층의 제작공정을 수행한 후, 챔버층과 박막층의 접합과정을 통해서 점화기의 제작공정을 수행하였다. 제안된 점화기의 성공적인 개발을 위해서는 점화코일이 생성된 박막층과 챔버층의 확실한 접합을 이룰 수 있어야 하는데, 이번 연구에서는 기존의 유리 웨이퍼 접합법을 변형한 새로운 접합법을 개발하여 이들 요건을 달성하였다. 점화기의 제작이 완료된 후 박막 두께의 균일도와 챔버층과 박막층 사이의 밀봉 여부를 확인하였다. 점화기의 제작검증이 완료된 후 노즐층을 접합하고, 챔버에 추진제인 lead styphnate를 충전한 뒤 박막층을 접착하여 밀봉함으로써 추력기 배열체의 제작공정을 완료하였다.
제작된 추력기 배열체의 점화 성능 및 추력 성능 평가를 위하여 실험 장비를 구성하고 점화실험을 수행하였다. 점화 실험 결과 25개의 단위 추력기가 모두 점화되어 점화 성공률은 100%를 나타내었다. 측정된 각 단위 추력기들의 평균 점화 지연 시간은 12.35 ms 이였으며, 평균 점화 에너지는 22.92 mJ을 나타내었다. 계산된 점화 지연 시간과 점화 에너지의 표준편차는 각각 0.737 ms, 1.66 mJ을 나타내었다. 이 결과를 통하여 이번 연구에서 개발된 추력기 배열체의 점화 성능 재연성 및 우수한 점화 성능을 확인하였다. 측정된 25개의 단위 추력기들의 평균 추력은 2.542 N을 나타내었으며, 표준편차는 0.369 N을 나타내었다. 추력을 연소 시간에 대해 적분하여 총 역적을 계산하였으며 계산 결과 평균 총 역적은 0.182 mNs, 표준편차는 0.04 mNs를 나타내었다. 이 결과는 현재까지 진행된 초소형 고체 추진제 추력기 배열체들의 연구들 중에서 처음으로 제시된 결과들이며, 이 결과들을 통하여 개발된 초소형 고체 추진제 추력기의 성능 재연성 향상을 성공적으로 확인하였다. 마지막으로 제작된 추력기의 활용 성능을 평가하였으며, 점화 시퀀스 제어 시스템을 개발을 통하여 성능 재연성이 향상된 MEMS 고체 추진제 추력기 배열체의 개발을 완료하였다.
