• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2007년도 한국우주과학회보 제16권2호
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• pp.139-143
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• 2007

전기 추진시스템은 저렴한 개발비와 높은 신뢰성을 제공하는 추진 장치로 많은 분야에서 응용 되어 왔다. 특히 최근에 발사된 SMART-1과 MUSES-C는 우리에게 시사하는 바가 크다. 각각 European Space Agency(ESA)와 Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA)에서 개발한 행성 탐사선으로, SMART-1은 달 탐사를 목적으로 하고 MUSES-C는 소행성 Itokawa의 토양을 채취해오는 것을 목적으로 한다. 이 두 탐사선에는 각각 Hall effect thruster와 Micro wave ion engine이 탑재되었는데, 작고 저렴한 비용의 탐사선을 이용해서 충분히 행성 탐사가 가능하다는 좋은 선례를 남겼다. 현재 개발되고 있는 과학기술위성 3호(STSAT-3)에도 전기추진 장치가 탑재되는데, SMART-1에 탑재 되었던 것과 유사한 Hall effect thruster가 인공위성 연구센터와 KAIST 물리학과의 GDPL과 공동으로 개발되고 있다. 성능이 좋은 전기 추력 장치를 개발하기 위해 추력기 내부에서 발생하는 플라즈마의 물리적 특성을 파악하는 것은 매우 중요한 일이다. 이 논문에서는 이러한 플라즈마의 특성을 모사하는 방법으로 Particle In Cell 모사와 더불어 독립적인 개개 입자의 운동을 기술하는 입자모사(particle simulation)를 이용하는 방법을 제시 하고자 한다. 이러한 접근 방법은 실제 전기추력장치를 설계하고 실험하는 담당자에게 플라즈마 운동에 대한 명료한 지식을 제공해 줄 수 있을 것으로 생각된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권2호
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• pp.195-200
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• 2011

소형 지구관측위성의 궤도 보정을 위한 저전력 홀 추력기를 개발하였다. 원통형 홀 추력기의 성능 특성을 파악하기 위해 원통형 홀 추력기과 고리형 홀 추력기를 제작하여 시험을 수행했고 그 결과를 비교 분석하였다. 원통형 추력기는 채널 내경에 따른 성능 변화를 보기 위해 28 mm, 50 mm 두 종류로 제작되었다. 다양한 방전 조건에서 추력과 이온 에너지, 이온 전류를 측정하였다. 결과는 원통형 추력기가 고리형 추력기에 비해 연료 효율과 전압 효율에서 더 뛰어나고, 전류 효율에서는 떨어짐을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.602-605
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• 2008

The anode sheath structure in the hollow anode of an anode-layer type Hall thruster was numerically computed using a fully kinetic 2D3V Particle-in-Cell and Direct Simulation Monte Carlo(PIC-DSMC) code. By treating both ions and electrons as particles, anode surface region, which is electrically non-neutral, was analyzed. In order to analyze in detail, the calculation code was parallelized using Message Passing Interface (MPI). The code successfully simulated the discharge current oscillation. In the low magnetic induction case, ion sheath appears in the anode surface because ionization is enough to maintain the plasma occurs in the anode hollow. As the magnetic induction increases, main ionization region move to outside of the anode. At the same time, anode sheath voltage decreases. In the high magnetic induction case, electron sheath appears on the anode surface periodically because the ionization occurs mainly in the discharge channel. This anode sheath condition shift can be explained using the simple sheath model.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권10호
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• pp.791-799
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• 2020

2019년 10월 발사된 Northrop Grumman사의 MEV-1(Mission Extenstion Vehicle)은 세계 최초의 무인임무로서 궤도상 유지보수(On-Orbit Servicing)가 실질적으로 가능함을 보였다. 물론 궤도상 유지보수 임무는 수십 년 전부터 제안된 개념으로 운영 중인 위성에 대한 궤도수정 및 유지, 추진제/장비 보급 및 업그레이드, 수리, 궤도상 조립 및 제작, 우주잔해 처리 등 다양한 임무개념으로 발전되고 있으며, 이번 MEV-1 임무의 성공으로 향후 세계적으로 정부기관 및 민간분야 위성사업에서의 시장이 확대될 것으로 예상된다. 궤도상 유지보수 임무는 임무의 특성상 기본적으로 고효율의 전기추진시스템의 활용은 필수적이다. 본 연구에서는 전기추진시스템 중 홀추력기를 활용한 간단한 궤도상 유지보수 임무에 대한 임무해석 내용을 소개하고자 한다. 임무사례로서 정지궤도위성의 수명연장 임무에 대해 다양한 홀추력기 설계변수조합에 대한 설계공간탐색을 수행하고, 설계공간분석 및 최적화를 통해 고려하는 임무에 적합한 홀추력기의 설계 및 운용 파라미터를 제안함과 동시에 임무성능을 도출하였다. 추가적으로 현재 궤도상 유지보수 임무해석 시 개선점과 홀추력기를 활용한 우주임무해석에서의 발전방향을 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.992-997
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• 2010

과학기술위성3호(STSAT-3)용 홀추력시스템(HPS)의 추력제어모듈(PCM)은 압력정밀도 5%이하와 유량정밀도 3%이하를 목표로 한다. 압력제어기는 비례유량제어밸브(PFCV)와 저압압력센서를 사용하여 목표압력을 제어하도록 하고, 유량제어기는 PFCV와 홀추력기의 에노우드(anode) 전류를 이용하여 유량을 조절한다. 제어형태로는 비례,적분(PI) 제어기를 선택하고, PI 이득은 Matlab 시뮬레이션을 통하여 정한다. 시험결과 압력정밀도 <${\pm}$5%와 유량정밀도 <${\pm}$1.87%를 얻었다. 본 논문은 홀추력 제어모듈의 설계, 구현, 그리고 성능시험 결과를 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권1호
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• pp.84-89
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• 2011

소형인공위성의 우주추진체로 사용될 홀방식 전기추력기의 서브시스템으로 제논연료공급장치가 개발되었다. 제논연료공급장치는 연료저장탱크에서 추력기의 양극과 음극에 낮은 압력으로 연료를 공급하게 된다. 추력기는 양극과 음극에서 독립적으로 정밀한 연료의 유량제어를 요구하고 있다. 연료의 유량은 양극과 음극에 각각 위치한 오리피스와 차단밸브를 통해 축압탱크의 압력을 변경함으로서 조절된다. 본 논문은 제논연료공급장치의 부품선정을 포함한 설계와 성능검증 및 기능시험에 대한 내용을 다루고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권11호
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• pp.974-980
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• 2014

소형 인공위성에 적용하기 위해 홀 추력기의 음극 전원공급기가 개발되었다. 이 전기추력기에는 마이크로웨이브 음극을 적용하였고 음극전원은 안정적인 동작을 위해서 필수적이다. 유량을 조절함에 따라 양극전류는 변하게 되고 이때 음극전류는 양극전류에 비례하여 제어되어야 한다. 그래서 양극전류에 비례하여 음극전류를 공급하도록 음극전원을 설계하였다. 또한 음극전원은 음극의 안정성을 위해 음극전류가 약 0.03A 이내에서 양극전류보다 더 흐르도록 세부 조정되었다. 음극전원에 대한 기능시험은 양극과 음극을 등가적인 부하로 구성하여 수행되었다. 안정적인 추력기 동작을 확인하기 위해서 진공 챔버에서 검증되었고 발사 이후에 우주환경에서도 정상적으로 동작하는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.245-250
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• 2004

The discharge current oscillation has been measured for various hollow anode widths and its axial positions using a 1㎾-class anode layer hall thruster. As a result, there were thresholds of magnetic flux density for stable discharge. The plasma structure inside the hollow anode was numerically analyzed using the fully kinetic 2D3V Particle-in-Cell (PIC) and Direct Simulation Monte Carlo (DSMC) methods. The results reproduced both stable and unstable operation modes. In the stable operation case, which corresponds to the case with low magnetic flux, the plasma penetrated into the hollow anode deeper than the case with higher magnetic flux density case. This suggests that comparably large substantial anode area should contribute to stable operation.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권4호
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• pp.419-424
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• 2009

소형 인공위성의 궤도 보정을 위한 300 W급 홀 추력기의 제논연료공급장치를 개발하였다. 가스 상태의 제논 연료를 150 bar에서 2 kg을 저장할 수 있으며, 0.5 SCCM의 미세 유량을 제어할 수 있다. 미세 유량을 제어할 수 있는 유량 제어밸브의 구동을 위해 시스템을 구성하고, 시험을 통해 성능검증을 수행하였다. 이를 통해 $1.0{\times}10^{-6}$ torr압력의 진공에서 연료공급장치가 성공적으로 동작함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.282-286
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• 2004

Discharge current oscillation in a 20KHz range is a serious problem for Hall thruster performance, In our previous work, a possibility of controlling the oscillation amplitude by increasing the speed of neutral particles incoming to the ionization zone was predicted in our previous work. In this paper, the effects of diameter of anode orifice on the oscillation phenomena and the thrust performance were evaluated experimentally. The experimental results show that the measured amplitude of oscillation becomes smaller as the diameter of anode orifice. However, the larger orifice makes thrust performance lower. The results of numerical analysis of neutral particles show that these tendencies have much to do with neutral properties.