• 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.

• 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.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.26 no.2
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• pp.40-46
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• 2022

Hall thrusters are one of the electric propulsion, where ions are accelerated to generate thrust and are widely utilized in space missions due to their high specific impulses. Recently, as the utilization of small and micro satellites with the mass of similar or less than 100 kg is highly increasing, the importance of research and development of the low-power electric propulsion is also raised. In this study, we developed two sub-200 W or less class, laboratory model Hall thrusters and measured the thrust and analyzed the discharge characteristics. Consequently, we obtained 2.5-9.0 mN of thrust, 600-1,150 s of specific impulse, and 15-28% of anode efficiency at 50-175 W of anode power.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.298-302
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• 2009

Low power Hall thruster is under development as one of the core technologies for STSAT-3. The Hall thruster has several advantages such as its simple structure, high thrust density and specific impulse etc. Development target values deduced by analyzing requirements are consumed electrical power, thrust, thrust efficiency, and specific impulse of < 300 W, > 10 mN, ~ 35%, and > 1000 s, respectively. In order to achieve the target specifications, two prototype Hall thrusters were developed and compared. To date, thrust and efficiency are 11 mN and 37% under the total power of 290 W with 0.97 mg/s Xe propellent supply.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.45.3-46
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• 2009

홀 추력기는 비교적 간단한 구조와 작은 크기 및 높은 연료효율로 미래 소형위성의 핵심기술로 주목 받고 있다. 이 연구실에서는 2010년 발사예정인 과학기술위성 3호에 탑재할 소형위성용 저 전력 홀 추력기를 연구 개발하였다. 성능에 가장 큰 영향을 미치는 자기장 구조는 FEMM전산코드를 이용한 해석을 통해 설계되었으며, 제작된 프로토타입의 실험을 통해 자기장의 세기 및 모양, 양극전압 및 기체유량에 따른 성능 특성을 관찰하였다. 또한 Faraday Probe와 Retarding Potential Analyzer (RPA), 랑뮈어 탐침 등을 이용해 이온빔의 분사각도 및 전류밀도, 이온에너지 분포, 플라즈마 전위 등을 측정하고 관찰된 특성을 물리적으로 분석하였다. 이러한 최적화 과정을 통해 설계된 비행모델의 시험 결과 양극전력 200 W, 제논 연료유량 0.85 mg/s 을 통해 11.2 mN 추력, 1350 s 비추력, 37% 추력효율을 획득하여 개발목표를 상회하는 만족할만한 결과를 얻었다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2009.08a
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• pp.384-384
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• 2009