• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.2
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• pp.165-171
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• 2016

The attitude control, station keeping and wheel off-loading at GEO-KOMPSAT-2 are realized by thrusters firings. Thrusters 1, 2 and 3 are mounted on the same axis as the solar array, which generates the plume disturbance largely. Therefore the effect of plume disturbance should be analyzed from satellite design phase. In this paper, we described the calculation method of plume disturbance and analyzed the plume disturbance of thruster 1,2 and 3 using GEO-KOMPSAT-2 initial configuration.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.6
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• pp.103-120
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• 2010

A development history of the thrusters used for space-vehicle orbit maneuver/attitude control is reviewed with their performance characteristics. Especially, a scrutiny is made for the current and practical application of TVC/Gimbal/Thrusters to the roll/pitch/yaw-axis control of each stage of launch vehicles. It is well perceived that a precise 3-axis attitude control system (ACS) must be equipped on the final stage of space launch vehicles (SLV) for an attainment of orbit-insertion accuracy. Under the superior reliability as well as moderate performance features, the monopropellant hydrazine thrusters occupy most of the SLV's 3-axis ACS currently operated. Domestic development status of the medium-thrust-level thruster is shortly introduced, finally.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.3-3
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• 2000

저추진력 추력기라는 것은 추력이 수 N 정도, 노즐출구직경이 수 mm 정도의 소형추력기를 의미하며, 주로 인공위성을 비롯한 우주 비행체의 자세제어, 궤도천이 등의 목적을 위해 사용된다. 따라서, 저추진력 추력기의 일반적인 작동환경은 연속체 영역, 천이영역(transition flow regime), 희박영역(rarefied flow regime)을 모두 포함하므로, 기존의 연속체 유체역학에서 사용되는 Navier-Stokes 방정식을 사용할 수 없고, 분자들의 미시적인 움직임과 내부 에너지 분포를 고려한 Boltzmann 방정식을 이용한 해석을 수행하여야 한다.(중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.59-66
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• 1995

인공위성의 궤도진입, 궤도수정 및 자세제어를 담당하는 추진체계는 위성의 용도와 궤도위치, 자세/궤도제어 방식 등을 고려하여 설계하여야 한다. 현재까지도 널리 사용되고 있는 인공위성 추진체계는 AKM(Apogee Kick Motor)과 단일 추진제 추력기로 구성된 "통상 추진체계"이나 최근에는 AKE(Apogee Kick Engine)과 이원 추진제추력기로 구성된 "통합 추진체계" 그리고 이와 유사한 "완전통합 추진체계", "이중 추진체계" 등이 기술적 선택방안으로 제안되어 일부 적용되고 있는 실정이며 이러한 추진체계의 효과적 실용화를 위해서 단일 추진제(하이드라진) 추력기의 성능향상 및 이원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.1
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• pp.104-112
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• 2003

This paper introduces a thruster attitude control system for the KSR-III and addresses system configuration, design condition for several components and development systems. These systems were confirmed through environmental tests, compatibility tests with other sub-systems and are planned to launch by this year. After the launch test, it can be redesigned for optimal systems using post-analysis.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.167-171
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• 2012

A computational analysis of nozzle flow is conducted to investigate effects of the flight altitude on thrust performance. Reynolds-averaged Navier-Stokes equation with k-${\omega}$ SST(Shear Stress Transport) turbulence model is employed to simulate the nozzle flow in various altitude conditions, where continuum mechanics is to be valid. Thrust performance of the nozzle is exceedingly poor upto 10 km of flight altitude because of the irreversible phenomena such as shock and/or flow separation occurring inside the nozzle, whereas it is restored to the nominal value as the altitude is attained higher than 30 km.

• 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 Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.31-31
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• 1998

위성체의 보조추진시스템은 임구궤도까지의 궤도진입 및 임무궤도상에서의 속도 또는 자세제어에 필요한 임펄스를 제공한다. 단일하이드라진 추력기는 하이드라진(H$_2$H$_4$)과 자발적 촉매(Shell 405)의 발열 및 흡열 열분해 반응에 의해 발생하는 질소($N_2$), 수소(H$_2$), 암모니아(NH$_3$), 혼합가스를 노즐을 통해 방출하므로써 요구되는 impulse를 얻는다. 단일하이드라진 추력기 설계는 주입기, 촉매대, 노즐과 기타 설계 형태에 따른 다지관, 링, 스크린, 지지판 등의 부수적인 부품으로 구성된다. 추력기 제작 과정은 크게 piece-parts 기계가공, HEA(Head End Assembly)와 TCA(Thrust Chamber Assembly)로 구성되고 각 세부공정마다 전수시험 및 검사를 가진다. 연소시험설비는 최소 모사진 공 수준이 고도 100,000 ft(8.4 torr)를 만족시킬 수 있는 진공설비, 시험제어부, 성능변수 측정 및 처리부, 추진제 가압 공급부, 기타 환경 안전 및 부대 설비로 구성된다. 추력기 연소성능시험 절차는 추진제 충전 및 오염 여부 표본 검사, 가압 및 공급 라인 이상여부 확인, 추력기 장착, 추진제 가압 및 공급, 시험장치 보정, 진공 모사 및 연소성능시험, data 처리 등으로 구성된다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.10
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• pp.60-66
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• 2004

Redundant thrusters are generally adopted to satellite designs for a highly reliable attitude control system. So efficient redundancy management is required to take advantage of these redundant thrusters. In this paper, control allocation method is proposed as a method for controlling redundant thrusters. Control allocation is a method to calculate optimal distribution on redundant controls for realizing desired forces/torques. It is shown that a control allocation problem for redundant thrusters is formulated as a linear programming problem which minimizes fuel consumptions with thrusters, constraints. We also show that the proposed method is more efficient than an existing method by numerical examples.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.8
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• pp.141-147
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• 2002

Estimation of thrusters efficiency is a very important process at the end of lifetime of a satellite. This paper introduces a technique to estimate the efficiency change of thrusters considering bubble effect for Koreasat I. During APEMAC(Automatic Pitch Error/ Momentum Adjust Control), the change in thruster efficiency is estimated to compare the attitude telemetry data of the Koreasat I with the results of the control logic using Simulink. The outcome of this study is expected to contribute to improving the operational load at the end of generic communication satellite mission.