• 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 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.298-302
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• 2009

홀 추력기는 전기추력기의 한 종류로 비교적 간단한 구조와 높은 추력밀도 및 비추력으로 소형위성에 적합하다고 판단되어 주목받고 있으며, 이에 국내에서도 과학기술위성 3호의 핵심기술로 선정되어 자체 개발 중에 있다. 여러 요구조건 분석을 통해 입력전력 300 W, 추력 10 mN, 추력효율 35% 및 비추력 1000 s이 개발목표로 설정되었으며, 이를 만족하는 추력기의 개발을 위해 다양한 구조의 프로토타입 제작 및 실험을 수행하였다. 그 결과 현재까지 약 290 W 입력전력과 0.97 mg/s의 제논 연료유량에서 11 mN의 추력을 37%의 추력효율로 얻는 만족할만한 결과를 얻었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.1-8
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• 2015

MEMS 추력기를 위한 유리 박막 마이크로 점화기를 개발하였다. 수십 마이크로 미터의 두께를 가지는 유리 박막을 사용하여 점화기의 구조적 안정성을 향상시켰다. 마이크로 점화기는 박막 형성을 위한 감광 유리의 이방성 식각과 점화 코일 형성을 위한 Pt/Ti 증착 공정으로 제작되었다. 개발된 점화기는 유리 박막의 구조적 안정성으로 인하여 특별한 장치없이 추진제 충전이 가능하였다. 점화 실험이 성공적으로 이뤄졌으며 최소 점화 지연은 27.5 ms, 최소 점화 에너지는 19.3 mJ 이였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.401-405
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• 2017

연속가변 추력기는 비행체의 위치 또는 자세 변경 및 연소실 내부의 압력 조절을 위하여 정밀 추력 조절이 요구된다. 이를 위하여 연소실 내부의 노즐 목 근처에 설치된 핀틀 구조물을 앞/뒤로 움직여 추력을 조절하고, 핀틀 구조물을 움직이기 위하여 구동장치를 사용한다. 본 논문에서는 연속가변 추력기용 구동장치를 개발하였으며, 운용조건에서의 부하를 모사하기 위한 부하시험장비를 개발하였다. 또한, 개발된 부하시험장비를 이용하여 구동장치의 성능 시험을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권11호
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• pp.932-938
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• 2017

플라자마의 거동을 오일러리안 격자와 라그랑지안 입자를 혼합하여 해석하는 Particle-in-cell 기법을 적용하여 간략화된 홀추력기를 해석하였다. 본 연구는 중성입자, 이온입자 뿐만 아니라 전자도 라그랑지안 기법으로 개별추적 계산하기 때문에 message passing interface 기법을 이용해 대용량 계산이 가능한 병렬클러스터링을 적용하였다. 계산에 앞서 일정한 벡터의 자기장에서 전자군의 나선형 거동을 해석하였고, 절대해와 일치함을 확인하여 코드를 검증하였다. 실린더 내부에 반경방향으로 일정한 자기장과 축방향으로 일정한 전기장을 고정시켜 플라즈마의 거동을 PIC 모델을 이용하여 해석하였다. 반응 실린더 내부에 전자가 로렌츠 힘에 의해 이중나선을 그리며 구속되는 현상이 잘 포착되었고, 고속 회전하는 전자와 주입된 중성입자가 충돌하여 이온화 되었고, 대전된 입자가 축방향의 전기장에 의해 급 가속하는 현상 또한 잘 모사되어 플라즈마의 플룸 거동을 모사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.294-299
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• 2004

An assessment of a novel laser-electric hybrid propulsion system was conducted, in which a laser-induced plasma was induced through laser beam irradiation onto a solid target and accelerated by electrical means instead of direct acceleration only by using a laser beam. A fundamental study of newly developed rectangular laser-assisted pulsed-plasma thruster (PPT) was conducted. On discharge characteristics and thrust performances with increased peak current compared to our previous study to increase effects of electromagnetic forces on plasma acceleration. Maximum peak current increased for our early study by increasing electromagnetic effects in a laser assisted PPT. At 8.65 J discharge energy, the maximum current reached about 8000 A. Plasma behaviors emitted from a thruster in various cases were observed with an ICCD camera. It was shown that the plasma behaviors were almost identical between low and high voltage cases in initial several hundred nanoseconds, however, plasma emission with longer duration was observed in higher voltage cases. Canted current sheet structures were also observed in the higher voltage cases using a larger capacitor. With a newly developed torsion-balance type thrust stand, thrust performances of laser assisted PPT could be estimated. The impulse bit and specific impulse linearly increased. On the other hand, coupling coefficient and the thrust efficiency did not increase linearly. The coupling coefficient decreased with energy showing maximum value (20.8 ？Nsec/J) at 0 J, or in a pure laser ablation cases. Thrust efficiency first decreased with energy from 0 to 1.4 J and then increased linearly with energy from 1.4 J to 8.6 J. At 8.65 J operation, impulse bit of 38.1 ？Nsec, specific impulse of 3791 sec, thrust efficiency of 8 %, and coupling coefficient of 4.3 ？Nsec/J were obtained.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2000년도 제18회 학술발표회 논문개요집
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• pp.60-60
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• 2000

The adhesion interface formation between copper and poly(ethylene terephthalate)(PET), poly(methyl methacrylate)(PMMA) and Polyimide films was treated using Ion assisted reaction system to sequential sputter deposition by High-Frequency ion source. The ion beam modification system used a new type of low power HF ion thruster for space application as new low thruster electric propulsion system. Low power HF ion thruster with diameter 100mm gives the opportunity to obtain beams of Ar+ with currents 20~150 mA (current density 0.5~3.5 mA/cm2) and energy 200~2500eV at HF power level 10~150 W. Using Ar as a working gas it is possible to obtain thrust within 3~8 mN. Contact angles for untreated films were over 95$^{\circ}$ and 80 for Pet, 10o for PMMA and 12o for PI samples as a condition of ion assisted reaction at the ion dose of 10$\times$1016 ions/cm2, the ion beam potential of 1.2 keV and 4 ml/min for environmental gas flow rate. 900o peel tests yielded values of 15 to 35 for PET, 18 to 40 and 12 to 36 g/min. respectively. High resolution X-ray photoelectron spectrocopy is the Cls region for Cu metal on these polymer substrates showed increases in C=O-O groups for polymide, whereas PET and PMMA treated samples showed only C=O groups with increase the ion dose. Finally, unstable polymer surface can be changed from hydrophobic to hydrophilic formation such as C-O and C=O that were confirmed by the XPS analysis, conclusionally, the ion assisted reaction is very effective tools to attach reactive ion species to form functional groups on C-C bond chains of PET, PMMA and PI.

• 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.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2000년도 추계 학술대회논문집
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• pp.72-77
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• 2000

This paper presents the results of the application of a computational fluid dynamics algorithm for the simulation of plasma flows of arc-heated jet. The underlying physical model is based on the axisymmetric form of the conservation equations that are coupled with an arc model including Ohm heating, electromagnetic forces. The arc model given as a source term in fluid dynamic equations is determined by a solution of electric potential field governed by an elliptic partial differential equation. The governing equation of electric field is loosely coupled with fluid dynamic equations by an electric conductivity that is a function of state variables. However, the electric fields and flow fields cannot be solved In fully coupled manner, but should be solved iteratively due to the different characteristics of governing equations. With this solution approach, several applications of arc flow analysis will be presented including Arc Thruster and Circuit Breaker.

• 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.