우주비행체 추진기관 기술 현황 및 발전 방향

김수겸,원수희,채종원,전형열 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

인공위성, 우주탐사선 등에 사용되는 우주비행체 추진시스템은 1950년대 말부터 개발되기 시작하였으며 특수한 용도로 활용되는 전기추진을 제외하면 현재까지도 대부분 하이드라진 계열 추진제를 이용한 화학 추진시스템이 주로 사용되고 있다. 최근에는 추진제의 독성을 줄이거나 더 높은 효율을 얻기 위한 연구들이 활발히 진행되고 있으며 대표적으로는 친환경 추진 및 고효율 전기추진에 대한 연구가 있다. 본 논문에서는 향후 우주 추진기관의 연구 방향을 결정하기 위해 우주비행체 추진시스템 현황을 정리하였으며 국내의 우주비행체용 추진기관 발전 방향에 대해 소개하였다. Development of spacecraft propulsion system was started from the end of 1950s. However, except the electric propulsion for special use, hydrazine and MMH propulsion system is still widely used for spacecraft propulsion system. Recently, many studies for future spacecraft propulsion system are in proceeding, like low toxic green propellant and high efficiency propulsion system for space exploration. In this paper, development status and prospects of spacecraft propulsion system will be introduced to set up direction of development.

우주비행체 추진기관 기술 현황 및 전망

김수겸(Su-Kyum Kim),채종원(Jong-Won Chae),원수희(Su-Hee Won),전형열(Hyong-Yoll Jun) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.8

우주비행체 추진기관은 로켓엔진의 일종으로 인공위성, 우주탐사선 등의 임무수행을 위해 사용되며 인공위성 자세제어 및 궤도조정을 위한 수요에 따라 1950년대 말부터 개발되기 시작하였다. 우주비행체에 사용되는 추진시스템은 발사체와 달리 상대적으로 긴 기간의 임무수행이 요구되며, 이에 따라 추진제의 안정성 및 추진시스템의 내구성이 설계에 매우 중요한 요소가 된다. 최근에 우주추진 분야에서 주목받는 기술은 이온성 액체를 이용한 친환경 추진과 전기추진만으로 추진시스템을 구성하는 기술로 국내에서도 체계적인 연구개발이 필요하다. 본 논문에서는 우주추진기관의 국내외 현황 및 주목받는 기술들을 나열하고 이에 따른 개발 전망을 간략히 소개하였다. Spacecraft propulsion system is a kind of rocket engine that has been developed from the end of 1950s for attitude control and orbit maintenance of satellite. Since the spacecraft propulsion system has to be used for a relatively long time, therefore, stability of propellant and life of thruster could be very important factor for propulsion system design. Recently, green propellant propulsion and all electrical propulsion system have became very important issue, and we also need a development according to well organized plan. In this paper, we will introduce the development status, key technologies and development prospect of spacecraft propulsion system.

재사용 무인 우주비행체 X-37B의 추진시스템 분석

김혜인,서지회,노태성,이형진 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.5

최근 장시간 다목적의 우주 임무를 수행하고, 지구 귀환 후 재사용 되어 여러 번 우주 임무가 가능한 재사용 무인 우주비행체는 전 세계적으로 주목받고 있다. 재사용 무인 우주비행체는 우주발사체에 실려 궤도에 진입하고, 우주에서는 자체의 추진시스템을 이용하여 임무를 수행한다. 본 연구에서는 현재 운용 중인 미국의 X-37B 추진시스템을 분석하여 재사용 무인 우주비행체 설계 및 운용 개념을 확보하고자 하였다. X-37B의 초기 설계부터 현재의 주 엔진, RCS, 추진제, 공급 방식 등의 추진시스템을 분석하였다. 주 엔진은 정확히 밝혀진 바 없으나 공개된 정보에 의하면 2가지 엔진으로 추정된다. 각 엔진의 특징과 적용 시 중량 추정 및 총 속도증분 분석을 수행하였으며, 공개된 이미지로부터 노즐 출구 직경을 계산하여 X-37B에 더 적합한 주 엔진은 R-42 엔진으로 확인되었다. Recently, reusable unmanned spacecraft, capable of performing multi-purpose space missions over extended periods and reusability upon returning to Earth, have garnered global attention. Initially, these reusable unmanned spacecrafts are launched into orbit using space launch vehicles. However, once in space, they execute missions utilizing their own propulsion systems. This study aimed to acquire the design technology and operating concept for reusable unmanned spacecraft by analyzing the operational X-37B propulsion system. Starting from the initial design of the X-37B, various propulsion components, including the main engine, RCS, propellant, and supply methods, were thoroughly examined. The primary engine of X-37B is estimated to be either the AR2-3 or R-42 engine, and we conducted an analysis of the characteristics of each engine, weight estimation when applying each engine, and total delta-v analysis. Additionally, we calculated the nozzle exit diameter based on publicly available images to confirm a more suitable primary engine for X-37B.

우주비행체 지상 검증 시뮬레이터용 추력기의 해외 연구 개발 동향

김재훈(Jae-Hoon Kim),이균호(Kyun Ho Lee),홍성경(Sung Kyung Hong),김해동(Hae-Dong Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

우주비행체 지상 검증 시뮬레이터는 일반적으로 냉가스 추진 시스템을 사용하며, 시뮬레이터의 자세를 제어하는 핵심 부품이다. 냉가스 추진 시스템은 비추력이 낮지만 시스템 구성이 단순하고 제작이 쉽다는 장점이 있으며 안정성, 비용 면에서 유리하다. 냉가스로는 주로 헬륨이나 질소와 같은 비활성 기체를 사용한다. 본 연구에서는 해외 우주비행체 시뮬레이터의 추력기를 중심으로 냉가스 추진 시스템에 대한 연구개발 동향 및 성능규격에 대해 조사하였다. In general, spacecraft simulators operating under ground condition use cold gas propulsion system which are critical components for attitude control. While a specific impulse of the cold gas propulsion system typically is low level, advantages of this system is simple and easy to build. Also it is highly safe for a ground operation and is relatively inexpensive. This paper investigates focusing on the cold gas propulsion system of previously developed spacecraft simulator, especially its performance characteristics.

저궤도위성 추진시스템 예비 설계

유명종(Myoung-Jong Yu),이균호(Kyun-Ho Lee),김수겸(Su-Kyum Kim),최준민(Joon-Min Choi) 한국항공우주연구원 2006 항공우주기술 Vol.5 No.2

우주비행체의 추진시스템은 주차 궤도에서 임무 궤도도의 진입을 위해 필요한 임펄스 및 궤도에서의 3축 자세제어에 요구되는 적절한 임펄스를 제공하는 역할을 수행한다. 새로운 저궤도위성 추진시스템은 용접으로 조립된 단일추진제 하이드라진 시스템으로 추력기, 추진제 탱크, 압력변환기, 추진제 필터, 격리밸브 및 충전/배출 밸브 동의 주요부품들로 구성되며, 그외 각 부품들을 연결해주는 추진제 배관과 열제어 부품들이 추가된다. 이 논문에서는 저궤도위성 추진시스템의 예비 설계파정이 서술되었다. Propulsion System provides the required velocity change impulse for orbit transfer from parking orbit to mission orbit and three-axis vehicle attitude control impulse. New LEO Satellite propulsion system (PS) will be an all-welded, monopropellant hydrazine system. The PS consists of the subassemblies and components such as Thrusters, Propellant Tank, Pressure Transducer, Propellant Filter, Latching Isolation Valves, Fill/Drain Valves, interconnecting propellant line assembly, and thermal hardwares for operation-environment control of the PS. In this study, preliminary design process of LEO Satellite propulsion system will be summarized.

HAN 기반 추진제를 이용한 단일추력기 기술 개발

한조영,김수겸,원수희,이재원 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

HAN 기반 단일추진제는 차세대 친환경 추진제의 강력한 후보 중 하나이다. 이 추진제가 사용 가능해진다면 비용 절감 및 성능 증가와 시스템의 복잡성 감소 등이 구현 가능하다. HAN 기반 추진제의 기본연구로 지상연소시험을 수행했다. 정상상태 추력은 기존의 하이드라진 추력기에 필적할 만하다. 그러나 펄스모드 성능 구현을 위해서는 촉매대에 상당한 예열을 필요로 했다. 본 연구를 통해 HAN 기반 추진제의 우주비행체 적용 가능성을 확인할 수 있었다. HAN-based monopropellant is one of strong candidates for the next generation green propellant. Once available, reduced costs, increased capability, and decreased complexity could be achieved. As a fundamental study, a ground hot-fire-test was carried out. The steady state thrust was comparable to that of a conventional hydrazine thruster. However considerable heat should be applied on the catalyst bed for pulse mode operation. In terms of this investigation the likelihood of HAN-based propellant applicable to a spacecraft, was recognised.

아포피스 소행성 탐사를 위한 화학식 추진시스템 검토

감호동(Ho-Dong Kam),이선규(Sun-Kyu Lee),이수현(Sue-Hyun Lee),이혁재(Hyuk-Jae Lee),김상진(Sang-Jin Kim),이재원(Jae-won Lee),김종현(Jong-Hyun Kim),백기봉(Ki-Bong Baek) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.11

우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증을 위한 시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개발 동향

김재훈(Jae-Hoon Kim),이균호(Kyun Ho Lee),홍성경(Sung Kyung Hong),김해동(Hae-Dong Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.1

In general, such ground based methods are utilized to validate maneuvering and attitude control logics of a spacecraft by a simulation with a flight software at a design phase and a integrated function test with actual hardwares at a system level. Recently, varification researches using operating simulators are getting increase using compact and precise components under a ground condition. The present paper investigates and summarized the development trend of cold gas propulsion systems for the spacecraft simulators and their major performance characteristics to derive fundamental data which are necessary for a conceptual design of the simulator.

단일추진제용 이리듐촉매의 연소성능 측정 및 국내개발 현황

이균호(Jyun-Ho Lee),유명종(Myoung-Jong Yu),김수겸(Su-Kyum Kim),장기원(Ki-Won Jang),조성준(Sung-June Cho) 한국추진공학회 2006 한국추진공학회지 Vol.10 No.3

우주비행체 지상검증 시뮬레이터용 추력기 개념 설계

김재훈(Jae-Hoon Kim),이균호(Kyun Ho Lee),홍성경(Sung Kyung Hong),김해동(Hae-Dong Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

지상 환경에서 우주비행체 시뮬레이터의 이동 및 자세제어를 위해 일반적으로 냉가스 추진시스템을 사용한다. 시뮬레이터의 이동과 자세제어의 핵심 부품인 냉가스 추진시스템은 비활성 기체를 고압 상태로 탱크에 저장한 후 조절기(Regulator)를 통해 저장된 가스를 추력기에 공급함으로써 추력을 얻는다. 본 연구에서는 냉가스 추진시스템의 추력기를 1차원 노즐유동의 등엔트로피 공식을 이용해 주어진 요구 사양을 만족하도록 주요 설계 파라미터를 도출한 후, CAD 프로그램을 이용하여 추력기 형상을 개념설계 하였다. For attitude control and movement of the spacecraft simulator on the ground environment, it use cold gas propulsion system in general. Cold gas propulsion system is a core component of the attitude control and movement of the simulator. This system obtain a thrust by supplying the stored gas which to the thruster that a tank stored high pressure inert gas through regulator. In this study, after deriving the key design parameters to satisfy the required specifications by using the formula isentropic one-dimensional nozzle flow, designed thruster conceptual design and configuration using a CAD program.