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인공신경망을 활용한 10 mN급 홀추력기 성능 예측 연구
박재홍(Jaehong Park),도근태(Guentae Doh),이동호(Dongho Lee),김영호(Youngho Kim),최원호(Wonho Choe) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5
본 연구에서는 인공신경망을 이용하여 홀 전기추력기의 추력 및 방전전류 예측 모델링을 수행하였다. 학습데이터는 일차원 하이브리드 파티클-인-셀 기법을 통해 생성되었다. 학습된 인공신경망은 검증을 위한 10 mN급 홀추력기를 대상으로 수행한 전산모사 결과들과 동일하게 0.9999 값의 R-squared를 보여주며 성공적으로 결과 예측의 가능성을 보여 주었다. 특히 제논 양극유량 0.98 mg/s 및 양극전압 250 V조건에서 인공신경망은 10 mN급 홀추력기의 방전전류 및 추력을 각각 0.83 A 및 12.7 mN으로 측정값 대비 5% 이내의 정확도로 성능을 예측했다. A neural network is applied to predict thrusts and discharge currents of Hall thrusters. The training set was generated by the one-dimensional hybrid Particle-In-Cell method. The trained network effectively generalized numerical simulation results by showing that both training and test set had an R-squared of 0.9999, where the test set was a 10 mN class Hall thruster. At the 0.98 mg/s of Xe anode flow rate and 250 V of anode voltage, the network predicted the discharge current and thrust of 10 mN class Hall thruster as 0.83 A and 12.7 mN respectively, which was within 5% of accuracy with measured values.
선종호(Jongho Seon),강성민(Seongmin Kang),김연호(Yonho Kim),전은용(Eunyong Chun),최원호(Wonho Choe),이종섭(Jongsub Lee),서미희(Mihui Seo) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.5
소형 인공위성의 궤도천이 및 보정을 위하여 추력이 약 10 mN이고 비추력이 1500 s인 홀 방식 전기추력기를 설계하였다. 개발된 추력기는 홀 방식의 추력부, 전력공급부 및 연료 공급부로 구성되어 있고, 무게, 소모전력 및 효율은 각각 10 ㎏, 300 W 및 30%정도이다. 개발된 추력기 시스템에 대한 간략한 소개를 홀 방식의 추력기를 선택하게 된 배경해석과 함께 기술하였다. A small Hall-effect thruster with a thrust range near 10 mN and a specific impulse of about 1500 s has been designed to control or maintain the orbits of small satellites. The thruster system consists of a hall-effect thruster head, a power processing unit and a Xenon (Xe) gas feed system. The total mass, the consumed electric power and the efficiency of the thruster are approximately 10 ㎏, 300W and 30%, respectively. Analyses results that support the selection of the thruster for small satellites are provided along with a brief description of the thruster system.
이승훈(Seunghun Lee),김호락(Holak Kim),도근태(Keuntae Doh),임유봉(Youbong Lim),최원호(Wonho Choe) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
한국은 2000년대 초반 KAIST가 전기 추력기 연구를 본격적으로 시작한 이래 과학기술위성 3호에 자체개발한 10 mN급 Hall 방식 추력기 탑재하였고, 본 기술을 바탕으로 ㈜쎄트렉아이가 전기추진 시스템의 상용화에 성공했다. 2015년 초에는 플라즈마물리, 우주항공, 재료 등 분야의 관심있는 여러 전문가들을 중심으로 ‘한국 전기추력기 모임’이 결성되어 한국형 전기추진 시스템 개발을 위한 연구결과 공유 및 국내 연구기반 조성 활동을 하고 있다. 본 발표에서는 국내 전기추진 시스템 개발 현황 및 국외 기술대비 기술 수준에 대해 보고하고, 근지구궤도 및 우주탐사 위성용 전기추진 시스템의 개발방향에 대해 논하고자 한다.
과학기술위성 3호 탑재를 위한 저전력 홀 추력기 개발 및 시험
이종섭(Jongsub Lee),서미희(Mihui Seo),선종호(Jongho Seon),최원호(Wonho Choe) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
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. 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.
선종호(Jongho Seon),김호락(Ho-Lak Kim),서미희(Mihui Seo),최원호(Wonho Choe),이해준(Hae June Lee),강성민(SeongMin Kang),김연호(Yeonho Kim),추원교(Wongyo Choo),정연황(Yun-Whang Jung) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
우주탐사를 위한 인공위성의 효율적인 궤도천이를 위해서는 높은 비추력의 추력기가 필요하며, 이러한 목적을 달성하기 위한 kW급 Hall 방식 전기추력기의 연구개발에 관하여 요약하였다. 본 연구에서는 기초 연구로써 외국의 우주탐사용 추력기 연구사례를 조사하고 국내 기술보유 현황 및 개발 사례를 조사하여 kW급 홀 추력기의 초기 개념설계를 수행하였다. 실험실에서 시연을 위한 프로토타입kW급 홀 추력기를 설계하고 추력기의 자기장 구조 및 가속채널의 물질변화에 따른 운용시험을 하였고, 자체적으로 개발한 추력 측정장치와 플라즈마 진단장비를 이용하여 초기 목표한 결과를 달성하였음을 확인하였다. 또한 가속기 채널의 수치모사를 위해 개발한 수치해석 도구를 이용하여 추력기 내부에서의 물리적 현상을 연구하였다. 추력기의 안정적인 전원공급을 위해서 고출력의 전원공급부를 설계하고 출력 효율 및 보호회로 기능 검증을 선행 완료하여 핵심 기능들이 성공적으로 구현되었음을 확인하였다. 연료부의 시스템은 부피를 줄이고 비용을 절감할 수 있도록 설계하였으며 시험모델의 제작을 통해 유량밀도를 높일 수 있는 축압탱크 및 밸브를 선정할 수 있는 근거를 마련하고 공급 연료유량의 상관관계를 검증하였다. For efficient orbital transfer of satellite intended for space exploration, it is necessary to have a high specific impulse thrusters. In this paper, development of a kw-class Hall-effect thruster is presented. As a basic study, trend of the thruster development across the globe is first examined, followed by a study of domestic status of core technology development. A laboratory model of prototype kw Hall effect thruster is designed. Parametric investigation of magnetic field of the thruster and wall material has been performed. The laboratory testing made with developed thrust stand and plasma diagnostics suggests that the achieved performance of the laboratory thruster exceeds the initial design specification. Numerical simulation of is also performed for understanding of physics operating between the plasma and the thruster wall. The electrical power supply is developed taking onto consideration of efficiency of power conversion and protection of circuits. The fuel supply is also developed under the limitation of mass and budget resources. The fuel supply provides a guideline for selecting the flight model components and the correlation between the thruster performance and flow rates.