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- 저자 : 전은용(Eunyong Chun) (검색결과 2 건)
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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.
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과학기술위성 3호용 홀 추력기 시스템 비행모델 연구개발
서미희(Mihui Seo),이종섭(Jongsub Lee),신구환(Goo-Hwan Shin),박홍영(Hong-Yong Park),서정기(Jung-Ki Seo),장태성(Tae-Seong Jang),차원호(Won-Ho Cha),이성호(Seong-Ho Lee),조희근(Hee-Keun Cho),전은용(Eunyong Chun),정연황(Yunhwang Jeong),선종 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
최근 들어 위성군, 편대비행 등과 같은 고등임무의 가능성에 의해 소형위성에 대한 관심이 갈수록 커지고 있으며 관련 연구개발이 활발히 진행되고 있다. 이와 같이 위성의 활용범위를 넓히기 위해서는 정밀한 위성의 자세제어와 상황에 따른 궤도수정 혹은 천이 기술을 가능케 하는 고효율 저전력 전기추력기가 반드시 필요하다. 국내기술에 의한 전기추력기의 기술 확보를 목표로 저전력 홀(Hall)방식 전기추력기의 연구개발이 국내 여러 기관들의 협력 하에 지난 수년 간 진행되어, 2012년 12월 발사예정인 과학기술위성 3호를 위한 추력부, 전력부, 연료부 및 제어부로 구성된 홀 추력기 통합시스템의 비행모델의 개발이 완료되었다. 개발된 비행모델은 양극전력 200 W, 제논 연료유량 8 sccm으로 11 mN 추력과 35.5 % 추진효율, 1270~1300 s의 비추력을 발생시켜 연구개발 목표치를 상회하는 결과를 얻었으며, 진동시험, 열진공시험 및 통합 성능시험을 수행하여 우주와 유사한 환경 하에서 정상동작하는 것을 확인하였다. 개발된 홀 추력기는 과학기술위성 3호 뿐만 아니라 국내에서 개발 제작되는 소형 인공위성의 다양한 임무수행에 있어 활용가능성을 높여줄 것이며, kW급 이상의 홀추력기 개발에 초석이 될 것으로 기대한다. As the small satellites are expected to replace the large satellite for some of the advanced missions through constellation and formation flying, the low power and high performance propulsion system, i.e. electrical thruster, is considered to be a key element that enable detailed attitude control and orbit transfer of the satellite. In order to achieve the domestic electric propulsion technology, a flight model of the compact 10 mN class Hall thruster propulsion system (HPS) for STSAT-3 has been developed as collaborative research with several domestic institutions. The HPS consists of thruster head unit, power processing module, xenon feeding system, and propulsion control module. Performance test of the flight model Hall thruster demonstrates 11 mN thrust, 35.5% thrust efficiency, 1270~1300 s specific impulse at 200 W anode power and 8 sccm Xe flow rate. The integration test, vibration test, and vacuum·thermal test were performed to verify the normal operation of the HPS under the space and launch environment.
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