A liquid monopropellant MEMS thruster was designed, fabricated and tested. For appli-cation on a nano satellite for orbit control, a liquid propellant MEMS thruster delivers better performance than a solid thruster. Two issues must be addressed for a liquid monopropellant MEMS thruster; high energy content of the monopropellant to overcome the excessive heat loss associated with the small scale of the thruster and repeatability of generated thrust force. Pre-sent study suggests two methods for a liquid micro thruster performance improvement.
The first study proposed blending 90wt% hydrogen peroxide with ethanol at oxidizer to fuel ratio of 30 to enhance the energy content of the propellant. The thruster structure was constructed by glass layers that were individually patterned by wet etching. The decomposition catalyst was sepa-rately prepared by wet impregnation of active material, Pt, on the gamma alumina pellets and inserted into the thrust chamber before the UV bonding process of the glass layers. The firing test of the assembled MEMS thruster was conducted and thrust was measured both with ethanol blended hydrogen peroxide and pure hydrogen peroxide as a reference monopropellant. The measured thrusts were approximately 30 mN for both 1.7 ml/min flow rate of blended hydro-gen peroxide and 2.0 ml/min flow rate of pure hydrogen peroxide. The measured thrust for 1.7 ml/min pure hydrogen peroxide was approximately 24 mN. The measured thrust was 40% less than the design thrust for both monopropellants. The uncertainty of the thrust was less with blended propellant than with pure hydrogen peroxide.
In the second study, a regenerative cooling method was suggested to relieve the thermal shock on a micro thruster composed of fragile materials. The feasibility of a regenerative cool-ing using micro channels for a liquid micro thruster was evaluated through design, fabrication and performance test. Among the various materials used to suppress excessive heat loss in the micro scale thruster, glass, which has been identified as one of the most thermal insulating ma-terial, was used as micro structure fabrication material. Nine photosensitive glass layers were wet etched and integrated for the micro thruster fabrication using UV and thermal bonding. Pri-or to all the layers being integrated, fabricated $Pt/Al_2O_3$ catalyst was directly inserted into the chamber of the micro thruster for propellant decomposition. 90wt% hydrogen peroxide was used as monopropellant and served as the working fluid for regenerative cooling. Experimental performance tests were conducted while measuring the micro thruster chamber pressure, cham-ber temperature, and surface temperatures. The test results showed normal operation of the mi-cro thruster with an estimated thrust of approximately 48mN, c* efficiency of approximately 26%, and temperature efficiency of approximately 41%. The decreasing surface temperatures of the micro thruster during thruster operation validated the cooling effect of the regenerative micro cooling channels and demonstrated their practicality for regenerative cooling of liquid micro thrusters.
나노 인공위성에 기동성을 부여하는 일은 다양한 임무 수행을 위한 나노 인공위성의 운용을 위해 반드시 해결되어야 할 요건이다. 기동성 부여에 필수적인 미소 추력 발생 시스템의 개발이 고체 연료 추진방식을 활용하여 진행되는 경우 시스템 구성이 간단한 장점이 있다. 그러나 재점화와 지속적인 추력 발생이 곤란하여 나노 인공위성의 지속적인 기동을 위해 적용되기에는 개선되어야 할 점이 많았다. 본 연구에서는 기존 연구의 일회성 추력발생 문제점을 해결하기 위한 방법으로 액체 연료를 이용한 단일추진제 마이크로 추력기 시스템의 활용과 성능 개선방안을 제시하였다. 단일추진제 추력 방식은 시스템 간편성과 추력 조절, 재점화의 장점이 있어 나노 인공위성에 적용될 마이크로 규모의 추력기의 추진방식으로 적합하나, 낮은 비추력 성능은 개선 할 여지가 있다. 본 연구에서는 성능 개선을 위한 방안으로 두가지 방법을 제안하였다.
첫번째는 마이크로 단일추진제 추력기의 비추력 향상을 위해 추진제로써 블렌딩 연료를 사용하는 것이다. 첫번째 연구에서는 90wt% 과산화수소가 마이크로 단일추진제 추력기의 연료로 사용되었으며 또한 미량의 에탄올이 예혼합된 과산화수소가 사용되어 추력 성능 특성이 비교되었다. 성능 비교 실험을 위해 먼저 감광유리 MEMS 공정이 활용되었다. 감광유리 습식식각을 통한 제작 공정으로 총 5층의 감광유리 웨이퍼에 추력기 구성 요소를 제작하였다. 마이크로 추력기 형상은 감광유리 적층 방향에 수직한 방향으로 형상의 축방향이 놓이는 평판형 적층 방식이 사용되었다. 총 4층의 감광유리 웨이퍼는 열접합 되었으며, 추진제 분해를 위한 $Pt/Al_2O_3$ 촉매가 제작되어 열접합 된 마이크로 추력기의 반응기에 설치되었으며, 촉매유실 방지 메쉬가 추가된 이후 1층의 감광유리는 UV 접합되어 열접합에서 발생하는 고온의 환경에 촉매가 노출되어 산화되는 것을 방지하며 마이크로 추력기 통합과정이 완료되었다. 제작된 마이크로 액체 추력기의 실험을 위해 90wt% 순수 과산화수소와 30:1로 미량의 에탄올이 예혼합된 과산화수소가 연료로 사용되었다. 실험결과 반응기에서의 과산화수소의 촉매 분해에 의해 나타난 고온의 산소가 예혼합된 에탄올을 점화시켜 추가적인 점화 장치 없이 화염이 관찰되었다. 실험 결과는 블렌딩 연료를 사용하는 경우 같은 유량의 순수 연료에 비해 추력 발생량이 증가하여 비추력 성능이 개선되는 효과를 보여주었으며 또한 추력 안정성의 변화가 발생하였다. 블렌딩 연료를 사용하는 경우 실제 추력 불안정성은 증가하여 악화되었으나 평균 추력의 안정성은 더욱 안정하여 개선되는 효과를 나타내었다.
두번째 연구에서는 마이크로 추력기의 과도한 열손실을 억제하기 위해 사용이 제안되는 단열성 재료의 취성 특성을 극복하고 열 파단을 줄이기 위한 방안으로 재생냉각 마이크로 유로의 사용을 제안하여 재료의 급격한 온도변화와 과도한 온도 상승 억제를 목표로 하였다. 재생냉각 유로가 적용된 마이크로 추력기 제작이 진행되었고 냉각효과의 실효성을 판단하였다. 재생냉각 마이크로 추력기는 총 9층의 감광유리로 설계되어 제작되었다. 재생냉각 유로는 감광유리 반응기의 양쪽 면에 설치되어 반응기 전체 면적을 냉각 할 수 있도록 넓게 설계되었으며, 추진제가 반응기로 공급되기 전 반응기 주위 열에너지를 흡수할 수 있도록 설계되었다. 통합을 위해서는 9층의 감광유리의 상단 3층과 하단 6층이 각각 열접합 된 후, 하단의 반응기에 센서 탐침, 촉매, 촉매유실방지 메쉬가 설치된 후 UV 접합으로 통합되었다. 반응기에 설치된 센서 탐침은 재생냉각 유로 추가에 따른 성능 변화를 살펴보기 위해 추가되었으며 외부에서 반응기 내부로 연결될 수 있도록 설치되어, 실험시 반응기의 온도와 압력을 측정하는데 사용되었다. 실험 결과는 재생냉각 마이크로 추력기의 펄스 작동 시점에서는 상승하는 반응기 온도와 압력과 달리 하강하는 표면 온도를 보여주었고, 펄스 작동 종점에서는 다시 상승하는 표면온도를 보여주어, 재생냉각 유로의 성공적인 냉각 효과를 확인시켰다. 재생냉각이 없는 마이크로 추력기 실험 결과와 비교한 경우 마이크로 재생냉각 유로의 과도한 냉각 효과로 인해, 재생냉각 마이크로 추력기의 반응기 온도와 압력이 낮고 특성속도 효율과 온도 효율 또한 감소된 경향을 나타내어 냉각 효과와 추력 성능간의 타협의 필요성을 보여주었으며, 제작 가능 한계에서 자유로운 추가적인 유로 설계 연구의 필요성을 보여주었다. 이러한 실험결과는 재생냉각 유로의 제안과 제작, 그리고 성공적인 냉각효과를 보여주어, 과도한 열손실이 발생하여 성능저하가 문제가 되는 마이크로 추력기에서 열파단에 약한 다양한 단열성 재료의 사용을 허용할 수 있게 하는 방안으로 마이크로 추력기의 과도한 열손실을 억제하고 성능을 개선시키는데 사용 될 수 있을 것으로 기대된다.
