양성자 가속기를 이용한 MPC860의 우주방사선 인증 시험

선종호(Jongho Seon),김성준(Sung-Joon Kim),정성근(SeongKeun Jeong),민경욱(Kyoung-Wook Min),최원호(Wonho Choe) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.5

사이클로트론 가속기를 이용한 양성자 우주환경의 모사시험이 수행되었다. 모사시험에 사용된 사이클로트론은 양성자를 약 10?­10? protons/cm²/s의 선속에서 200 MeV까지 가속 할 수 있다. 가속된 양성자는 우주에서 사용될 MPC860 소자에 입사되었으며, 양성자 조사에 의한 소자의 누적 반응과 순간 반응이 모두 관찰되었다. 주된 순간 반응은 저장된 데이터의 변화였으나, 간헐적인 기능 정지 현상도 관찰되었다. 누적 반응은 소자 내에서 소모되는 전류의 증가로 나타났다. Simulation of proton irradiation in space is undertaken with a cyclotron accelerator. The cyclotron is capable of accelerating protons up to 200 MeV with nominal fluxes near 10?­10? protons/cm²/s, Accelerated protons are irradiated onto a MPC860 for space application. Both the transient and cumulative responses of the device are found due to the proton irradiation. The primary transient response of the device is modification of the stored data in the circuit, whereas intermittent functional interrupts are also found. The cumulative response of the device is the increase of current consumption by the device.

우주탐사를 위한 kW급 Hall 추력기의 연구개발

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.

소형위성의 궤도천이 및 보정을 위한 홀 추력기의 설계

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.

소형위성의 궤도 천이 및 보정을 위한 홀 방식 전기추력기의 수치모사

선종호(Jongho Seon),이종섭(Jongsub Lee),임유봉(Yubong Lim),최원호(Wonho Choe),이해준(HaeJune Lee) 한국추진공학회 2006 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2006 No.5

인공위성 우주방사선 효과의 분석 및 시험

선종호(Jongho Seon) 제어로봇시스템학회 2012 제어로봇시스템학회 합동학술대회 논문집 Vol.2012 No.7

인공위성이 동작하는 우주공간에 존재하는 우주 방사선은 크게 지구자기장에 구속된 대전입자, 태양에 의해 방사된 입자 및 외계 우주은하에 의해 가속된 후 지구근방으로 입사되는 대전입자들로 구성되어 있고, 이들의 에너지 분포 및 입사 빈도 등에 대한 정량적 기술이 일부분 가능하다. 한편 위성체 설계에 필요한 우주방사선의 효과를 지상에서 모사하기 위하여서는 사이클로트론과 같은 입자가속기가 사용된다. 이 지상 모사시험에 사용된 가속 대전입자는 우주에서 사용될 핵심전자 부품에 입사되며, 일반적으로 누적 반응과 순간 반응이 모두 관찰된다. 본 논문에서는 지상에서의 모사실험 결과를 활용하여 핵심 부품의 우주 방사선에 대한 반응을 예측하는 방법을 1) 우주방사선의 분석과 2) 지상시험의 두 주제와 연관하여 논의한다.

배기열 회수 시스템 최적화 연구

선종호(Jongho Seon),원종승(Jongseung Won),채성수(Sungsoo Chae),문종윤(Jongyon Moon),김진용(Jinyong Kim) 한국자동차공학회 2011 한국자동차공학회 학술대회 및 전시회 Vol.2011 No.11

Recently, the environmental problems by the global warming have become more serious and fuel economy regulations of all over the country have been tightened. For these reason, the vehicle consumer’s concern about “environmental?friendly” and “higher fuel economy” have been higher every day. According this trend, new technologies for the higher fuel economy are developed actively by car makers of the world. This paper presents the technology for improving the fuel consumption by the wasted exhaust heat recovery system. Exhaust heat recovery system supply the heat energy of exhaust gas to engine coolant and auto transmission oil at low temperature right after engine starting. It reduces engine and auto transmission warm-up time, and reduces the power-train friction loss, therefore, it is possible that fuel consumption is improved. In this paper, the optimization of heat exchange efficiency for higher fuel economy is studied. And also, exhaust tail pipe noise & pressure drop is optimized for the total exhaust system performance.

양성자 조사 시험에 기초한 MPC860 소자의 SEE 발생률 예측

김성준(Sung-Joon Kim),선종호(Jongho Seon),정성근(Seong Keun Jeong),민경욱(Kyoung-Wook Min),최원호(Wonho Choe) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.5

양성자 가속기를 이용한 지상 실험에 기초하여 인공위성에서 사용할 마이크로프로세서의 SEE 발생률을 예측하였다. 우주 공간의 하전 업자 분포를 AP8, JPL91 그리고 CREME 모델을 사용하여 추정하고, 양성자 가속기를 통한 실험에서 얻어진 단면적 곡선들을 SEE 발생률 예측에 사용하였다. 약 685 ㎞의 저궤도에 대해 고 경사각과 저 경사각이 고려되었다. 계산 결과는 후보 소자에 대한 SEE 발생률이 저 경사각에서는 수용할만한 것이었지만 고 경사각의 경우에는 최악의 조건에서 문제될 수 있음을 보여준다. A prediction of SEE rates for a candidate microprocessor is made based on the ground experiment results with a proton accelerator. Populations of charged particles in space are estimated with numerical models such as AP8, JPL91 and CREME. The cross section curves that are previously obtained with the accelerator are then employed for SEE prediction. Both the high and low inclinations are considered for low-earth orbits with nominal altitudes of about 685 ㎞, The results show that the occurrence rate of SEEs for the candidate device is acceptable for low-inclinations, but can be considerable under worst conditions for high inclinations.

통신해양기사위성 통신 탑재체의 우주 방사선 환경 모사 및 영향 추정

김성준(Sung-Joon Kim),선종호(Jongho Seon),우형제(Hyung-Je Woo),최장섭(Jang-Sup Choi) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.11

통신해양기상위성의 통신 탑재체가 겪게 될 우주 방사선 환경을 포획된 입자, 태양 양성자 그리고 우주선으로 구분하여 각각 NASA AP8/ AE8 모델, JPL91 모델, 그리고 NRL CREME 모델을 사용하여 전산 모사 하였다. 이러한 우주 방사선 환경이 위성 내 통신 탑재체에 미치는 영향을 추정하기 위해 총 이온화 방사선 효과의 분석에 필요한 Dose-Depth 곡선 및 단일사건효과 발생률 계산에 필요한 LET 스펙트럼 구하였다. 통신 탑재체 내의 각 장치별 차폐 효과 차이를 고려한 총 이온화 방사선 효과의 예측을 위해서 기계 구조 모델을 만든 후 구형 분할 방법을 적용하였다. 이를 통해 통신 탑재체 내각 장치의 위치별 총 이온화 방사선 효과를 예상하였으며 동일한 외부 방사선 환경에 대해서 차폐 효과에 따라 최고 8배까지 방사선 효과가 다르게 나타났다. Space radiation environment for COMS is simulated by NASA AP8/ AE8, JPL91 and NRL CREME models, respectively for trapped particle, solar proton and cosmic-ray. The radiation effects on electronic devices in communication payload are also estimated by using simulation results. Dose-depth curve and LET spectrum are calculated for estimating total ionizing dose(TID) effect and single event effect(SEE) respectively. Spherical sector method is applied to dose estimation at each position in the units of communication payload to consider shielding effect of platform and housing. Total ionizing dose at each position varies by 8 times through shielding effect under the same external space radiation environment.

Modeling of Energetic Neutral Atom (ENA) Emissions During a Magnetic Storm for CINEMA/TRIO

이은상,권혁진,박종선,선종호,진호,김관혁,이동훈,Lee, Ensang,Kwon, Hyuk-Jin,Park, Jong-Sun,Seon, Jongho,Jin, Ho,Kim, Khan-Hyuk,Lee, Dong-Hun,Wang, Linghua,Lin, Robert P.,Parks, George K.,Sample, John,Roelof, Edward C. 한국천문학회 2012 天文學會報 Vol.37 No.2

Energetic neutral atoms (ENAs) are emitted by charge exchange collisions between energetic ions and cold neutral atoms. ENAs can be used as an alternative measure of the energetic ions in the source region because they maintain the energy and pitch angle of the source energetic ions. In the present study we present simulation results of the ENA emissions during a magnetic storm to be measured by the STEIN instrument onboard the CINEMA/TRIO satellites. The CINEMA/TRIO mission consists of three identical cubesats with low-altitude orbits. The STEIN instrument onboard each cubesat can measure ENAs with energies from ~4 keV to ~20 keV as well as suprathermal electrons and ions. The measurement of ENA emissions from ring current by STEIN is simulated using the models for energetic ring current ions and geocoronal neutral atoms. Especially we will discuss about the energy spectrum of the ENAs and the effect of transient variations of the ring current.

300 W급 홀 추력기를 위한 제논연료공급장치 개발

김연호(Younho Kim),선종호(Jongho Seon),강성민(Seongmin Kang),위정현(Junghyun Wee),윤호성(Hosung Yoon),최원호(Wonho Choe),이종섭(Jongsub Lee),서미희(Mihui Seo) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.4

소형 인공위성의 궤도 보정을 위한 300 W급 홀 추력기의 제논연료공급장치를 개발하였다. 가스 상태의 제논 연료를 150 bar에서 2 ㎏을 저장할 수 있으며, 0.5 SCCM의 미세 유량을 제어할 수 있다. 미세 유량을 제어할 수 있는 유량 제어밸브의 구동을 위해 시스템을 구성하고, 시험을 통해 성능검증을 수행하였다. 이를 통해 1.0×10?? torr압력의 진공에서 연료공급장치가 성공적으로 동작함을 확인하였다. A Xenon feed system has been developed for a 300 W Hall-effect thruster intended for orbit maintenance of small satellite. The system can store about 2 ㎏ of xenon gas at 150 bar and is capable of controlling the mass flow rate of the gas at 0.5 SCCM resolution. The performance of the system is verified with a laboratory experiment. It is confirmed that the operation of the feed system is successful at a pressure level of 1.0×10?? torr in the vacuum chamber.