• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2016.02a
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• pp.202-202
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• 2016

홀 플라즈마 엔진은 인공위성의 궤도유지 및 자세제어 등의 임무수행이나 우주선의 심우주 활용에 있어 필수적인 핵심 우주 부품이다. 홀추력기 연구개발의 최근 큰 관심사는 추력기의 장시간 운전성 확보 및 방전효율 향상이다. 최근 고리형 홀추력기에서 방전 영역 내 플라즈마와 유전체 벽 간의 충돌을 줄임으로써 전극 손상 및 전자온도 손실을 감소시키기 위한 연구가 활발히 진행되고 있다. 특히 전자석 코일을 활용해 방전 채널 벽면과 평행한 방향의 자기장을 형성하여 플라즈마와 유전체 벽 간의 상호작용을 감소시키는 연구들이 소개되고 있으며, 이러한 방법을 자기차폐(magnetic shielding)라 한다. 본 연구에서는 자기차폐 개념이 적용된 방전 소모전력 500 W급 고리형 홀추력기의 방전 및 추력 발생 특성을 연구하였다. 자기장구조 제어를 통해 유전체 벽과 플라즈마 간 상호작용을 감소시킨 결과, 500 V 수준의 방전 전압에서도 유전체 벽에서의 이차전자 발생에 의한 방전전류의 급격한 증가없이 안정적인 방전이 가능하였으며, 이러한 방전 형태는 기존의 자기차폐 개념이 적용되지 않은 일반 고리형 홀 추력기에서 구현하기 어려운 방전 상태이다. 추력기의 자기장 구조 최적화 조건에서 제논 가스 방전을 통해 얻은 최대 추력은 $22{\pm}1mN$, 비추력 $2200{\pm}70s$, 양극효율 $51{\pm}2%$로 매우 우수한 성능을 보여 주었다

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2012.02a
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• pp.176-176
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• 2012

다수 홀 전극을 이용한 RF Capcitively Coupled Plasma는, 평판 전극을 이용할 때에 비해, 전자 밀도를 향상시키는 것으로 알려져 있다. 이와 같은 전자 밀도의 증가는 일반적으로 공정의 속도를 증가시키며, 박막 태양전지의 Microcrystalline Silicon 증착 공정등 공정의 속도가 중요시되는 공정에서는 공정속도를 향상 시키는 것이 중요한 공정의 요구사항으로, 이와 같은 방법으로 전자 밀도를 향상시켜 공정의 속도를 향상시키는 연구가 진행되어 왔다. 그러나 공정에 사용하는 RF 전력의 파장의 유한성으로 인해, 공정의 면적을 증가시킬 경우, 방전의 균일도가 하락하게 되며 넓은 면적에 일정한 공정이 이루어지지 않게 되어 공정의 품질이 하락하게 된다. 이러한 문제에 대한 해결책의 하나로 본 발표에서는 다중 Multi-hole 전극을 이용한 방전을 제시하고자 한다. 다중 Multi-hole 전극은, 복수의 구획으로 나뉘어진 다수의 홀이 있는 전극으로 각각의 구획은 분리되어, 각 구획 별로 서로 다른 복수의 홀이 10 mm 깊이로 뚫린 전극 구획으로 나누어지며, 각 구획을 결합하여 하나의 전극을 이루도록 한 전극이며 이를 이용하여 위치 별 플라즈마 밀도를 제어하고자 하는 목적으로 설계되어진 전극 구조이다. 본 학회에서 발표하는 실험에서는 가장 단순한 형태인, 두 개의 구획으로 나뉘어진 전극을 이용하여 내부와 외부에, 평 전극 구획 혹은 5 mm 지름의 다수 홀이 존재하는 전극 구획을 조합하여 다양한 전극 구조를 만들었으며 이를 통해, 다중 Multi-hole 전극을 이용하는 위치 별 플라즈마 밀도의 제어 방법의 가능성을 확인하고자 하였다. 위치 별 플라즈마 밀도의 측정을 위해, 전극에 대해 수평하게 이동하는 RF compensated Single Langmuir Probe를 이용하여, 전자 밀도를 측정하였으며 50 mTorr의 낮은 압력 범위 및 500 mTorr의 높은 압력 범위에서 위치 별 플라즈마 밀도를 측정하여, 압력에 따라 달라지는 홀 방전의 특성을 이용하고자 하였다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2010.02a
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• pp.437-437
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• 2010

DC Hollow cathode 방전은 약 100여 년 전, Paschen에 의해 실험된 이후로 광원, 스퍼터링 공정, 이온빔 소스 등 다양한 분야에 이용되어 왔다. 최근 태양전지용 마이크로 결정질 실리콘 증착 시, RF CCP의 전극에 복수의 홀 혹은 트렌치 구조를 두어 Hollow cathode 방전 효과를 이용하여 향상된 공정 속도로 공정을 진행한다. 그러나 RF-MHCD (Multi hole cathode discharge) 공정을 위한 최적 규격의 홀 기에 관한 연구는 그 중요성과 응용성에도 불구하고 깊게 이루어지지 못한 바 있다. 그러므로 저자는 Capacitively Coupled Plasma (전극 간격 : 4cm, 전극 직경 : 14cm) 장비에서 평면 전극과 10mm 깊이와 각각 3.5mm, 5mm, 7mm, 10mm 직경의 홀이 있는 4개의 전극을 이용하여 Argon RF-MHCD 방전을 관찰하여 조건 별 최적의 홀 전극 디자인을 도출하였다. 실험 조건은 64.5mTorr ~ 645mTorr압력 범위/ 1A~9A이며, 플라즈마는 전극 사이 중앙에 설치한 RF-compensated Langmuir Probe와, 전극과 전기적으로 접촉하는 1000:1 Probe 와 Voltage-Current Probe를 이용하여 측정되었다. 실험 결과 압력 조건 별로, 최적의 전자 밀도를 유도하는 전극 상 홀의 직경이 달라짐을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.8
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• pp.611-620
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• 2020

The effect of discharge voltage on electron mean energy, electric potential, ionization rate, neutral and ion density of Hall thruster was analyzed using a two-dimensional axisymmetric hybrid model. The results of the code developed for this study such as discharge current, thrust, and plasma distribution according to discharge voltage of SPT-100ML Hall thruster were compared by experiments and calculations of other researchers for validation. The results show that the electron mean energy, the ionization rate, and the ion density are increased while the neutral density is decreased as the discharge voltage is increased. The thrust and the discharge current are proportional to the discharge voltage.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2016.02a
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• pp.192.2-192.2
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• 2016

전기추력기는 화학식 추력기에 비해 비추력이 높아 인공위성의 자세제어, 궤도수정, 궤도천이를 포함한 행성 탐사활동 및 우주 임무수행을 위한 우주선의 엔진 등으로 다양하게 활용된다. 홀 추력기는 전기추력기 중 하나로 고리형 방전공간을 가진 고리형 추력기와 원통형 방전영역을 가진 원통형 추력기가 있으며, 원통형 추력기는 고리형에 비하여 넓은 방전공간으로 저전력 방전에 적합한 추력기이다. 또한, 저전력 추력기는 큐브셋(cubesat) 및 마이크로 위성(microsatellite)의 증가하는 수요에 따라 필요성이 증가하고 있으며, 활용도가 높아 다양하게 연구 및 개발되고 있다. 홀 추력기는 자기장과 전기장을 서로 수직되게 인가하여, 자화된 전자는 플라즈마 방전을 유지시키고 자화되지 않은 이온은 전기장 방향으로 가속되어 이온빔을 발생시킨다. 하지만, 저전력 소형 추력기는 작은 소모전력과 방전채널로 인한 성능 저하 및 자기장 구조 설계 등 많은 어려움들을 가지고 있다. 본 연구에서는, 약 50 W급의 소모전력을 바탕으로 영구자석을 이용한 저전력 플라즈마 추력기를 개발하였다. 방전 채널은 지름 15 mm, 길이 16 mm, 무게는 약 0.6 kg으로 원통형 구조의 채널로 제작되었으며, 약 1500-2000 G의 자기장 세기를 갖도록 설계하였다. 방전 기체는 제논을 사용하여 1-5 sccm영역에서 방전 특성을 살펴보았으며, 방전 전류는 0.02-0.4 A로 나타났다. 100-550 V영역에서 방전을 시도하였고, 채널길이를 16-24 mm 에서 약 1mN 급의 추력특성을 보였다. 본 발표에서, 홀 추력기의 제작 특성과 성능 및 플라즈마 특성에 대한 더 자세한 연구결과가 발표될 예정이다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2011.02a
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• pp.230-230
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• 2011

대기압 플라즈마 제트 장치의 분출구 크기에 따른 플라즈마 분출 특성을 조사한다. 플라즈마가 분출되는 홀 모양의 방전관 출구의 직경 0.2, 0.5, 0.7, 1.0 mm에 대하여 비교 실험하였다. 플라즈마 제트 장치는 원통형 바늘 전극을 유리관 속에 삽입하고, 가스가 주입되는 형태이이다. 방전 가스는 Ar을 사용했으며 유량은 5 lpm이다. DC-AC 인버터를 사용하여 주파수 45 kHz 수 kV의 고전압을 인가하여 플라즈마 제트 장비를 구동한다. 직경이 작을수록 방출되는 플라즈마가 가늘고 방전 전압이 낮다. 직경이 작을수록 분출량 미세 조절이 용이하고 또한 낮은 방전 전압으로 인체 실험에 적용하는 경우에 전기적 충격이 적을 것으로 예상된다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.12
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• pp.1133-1140
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• 2011

Current design process for the Hall effect thruster has relied on expensive experimental method based on the limited historical data. In this study, a proper design space for the Hall effect thruster is chosen and associated design space exploration is conducted based on a recently proposed numerical method in order to improve current design process. According to the results of the design space exploration, performance envelope is determined for the given design space and the correlations between performance metrics are analyzed. Further analysis shows that main factors in performances for the Hall effect thruster are the anode mass flow rate and the discharge voltage.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.25 no.5
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• pp.65-72
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• 2021

700 W class laboratory model Hall thruster, which can be used for the orbit control or station keeping of small satellites, was developed. The size of the discharge channel was determined using a scaling law, and the magnetic field was designed to be symmetric with respect to the midline of the discharge channel and to be maximized outside the discharge channel. Base pressure of a vacuum chamber was maintained below 2.0×10^-5 Torr during experiments, and the thrust was measured by a thrust stand. The anode flow rate and coil current were varied with the fixed anode voltage at 300 V. Under the operation condition at 2.36 mg/s anode flow rate and 2.4 A coil current, performance was optimized as 38 mN thrust, 1,540 s total specific impulse, and 50 % anode efficiency at 620 W anode power.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2014.02a
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• pp.245.2-245.2
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• 2014

홀 방식 이온빔 소스는 방전 채널 내부에 중성기체 및 전자를 주입하여 플라즈마를 생성하며, 생성된 이온들은 자기장에 의해 구속된 전자들과 양극이 만드는 전기장에 의해 가속되어 이온 빔을 발생시킨다. 홀 방식 이온빔 소스에는 고리형 소스와 원통형 소스가 있으며, 기하학적 구조 및 자기장 구조가 달라 발생되는 이온전류, 가속효율, 연료효율, 이온화 비율 등 플라즈마 특성이 다르다. 특히, 플라즈마의 이온화 비율은 이온빔 소스의 방전 전류 및 연료효율에 영향을 미치며, 다중전하를 띤 이온의 높은 에너지는 채널벽의 침식 문제를 야기하는 등 이온빔의 전하량 분석 연구는 물리적 연구측면 뿐만 아니라 실용적인 측면에서도 매우 중요하다. 원통형 소스의 경우 연료효율이 100% 이상으로, 이온화 효율이 매우 높아 발생되는 이온의 가속효율도 높게 나타난다. 본 연구에서는, 이를 통해 다중이온을 진단할 수 있는 ExB 탐침을 개발하여, 다중이온의 생성 비율과 연료 효율과의 관계를 살펴보았다. 이온전위지연 탐침과 패러데이 탐침을 이용하여 채널 및 자기장 구조에 따른 전류 분포 및 이온에너지분포를 측정하였으며, 이온 빔의 효율 및 플라즈마 특성을 분석하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.2
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• pp.195-200
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• 2011

A low power Hall thruster is under development for orbit maintenance of a small Earth observing satellite. Both cylindrical and annular type thrusters were manufactured and tested to characterize the performance of cylindrical Hall thrusters. Results were described through comparative analyses. Cylindrical thrusters were manufactured in two different channel diameter dimensions, 28 mm and 50 mm. Thrust, ion velocity and ion current were measured in various operating conditions. The results show that cylindrical thrusters are more efficient in mass utilization and voltage utilization, but less efficient in current utilization than annular one.