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윤미 김
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1 490 韓國航空宇宙學會誌論文 소형위성의궤도천이및보정을위한홀추력기의설계 선종호 *, 강성민 *, 김연호 *, 전은용 *, 최원호 **, 이종섭 **, 서미희 ** Development of Hall-effect Thruster for Orbit Correction and Transfer of Small Satellites Jongho Seon*, Seongmin Kang*, Yonho Kim*, Eunyong Chun*, Wonho Choe**, Jongsub Lee** and Mihui Seo** ABSTRACT 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 kg, 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. 초 록 소형인공위성의궤도천이및보정을위하여추력이약 10 mn이고비추력이 1500 s 인홀방식전기추력기를설계하였다. 개발된추력기는홀방식의추력부, 전력공급부및연료공급부로구성되어있고, 무게, 소모전력및효율은각각 10 kg, 300 W 및 30% 정도이다. 개발된추력기시스템에대한간략한소개를홀방식의추력기를선택하게된배경해석과함께기술하였다. Key Words : 홀추력기 (Hall Thruster), 소형위성 (Small Satellite), 궤도보정 (Orbit Correction), 궤도천이 (Orbit Transfer) Ⅰ. 서론 우리나라는우주분야의집중적인투자로다목적실용위성 1호, 우리별 1, 2, 3호, 과학위성 1 호등을보유운영하였으며향후 10년동안 10기이상의위성을추가로발사할예정이다. 소형위성기술은향후편대비행 (Formation Flying) 이나위성군 (Constellation) 등의 분산화 를통하 2009 년 1 월 5 일접수 ~ 2009 년 4 월 24 일심사완료 * 정회원, ( 주 ) 쎄트렉아이우주기술연구소교신저자, jhseon@satreci.com 대전시유성구전민동 번지 ** 정회원, 한국과학기술원물리학과 여고난이도의임무를수행할수있도록발전할것이며소형위성 (< 500 kg) 용전기추력기는우리나라가보유한소형위성기술의발전에필요한핵심부품이다. 지금까지주로사용된위성용추력기는화학식추력기로써구조가간단한단일추진제방식과추력레벨이비교적높은이원추진제방식이있다. 이들추력기는높은추력 (Thrust) 을낼수있고비교적구조가간단하다는장점이있으나낮은비추력 (Specific Impulse) 에기인하여연료의소모가많아무게나부피에제약을많이받는소형위성에는부적합할수있다. 위성의궤도보정을위한임무 ( V=~100 m/s) 에서전기추력기는화학식추력기에비해연료사용량을 kg 까지절약해주

第 37 卷第 5 號, 2009. 5 소형위성의궤도천이및보정을위한홀추력기의설계 491 표 1. 위성의궤도와추력기 V 계산 그림 1. 다수의위성을운영한임무의예 고이는탑재체 (Payload) 의수용능력을증대시키는효과를낼수있다. 본논문은소형위성의궤도를보정하고천이하는용도의추력기종류중소형위성에적합하다고판단되는홀 (Hall) 방식전기추력기의설계를위한기본연구이다. 2.1 에서는추력기의선정을위한기본적인해석을요약하였고 2.

2 第 37 卷第 5 號, 소형위성의궤도천이및보정을위한홀추력기의설계 491 표 1. 위성의궤도와추력기 V 계산 그림 1. 다수의위성을운영한임무의예 고이는탑재체 (Payload) 의수용능력을증대시키는효과를낼수있다. 본논문은소형위성의궤도를보정하고천이하는용도의추력기종류중소형위성에적합하다고판단되는홀 (Hall) 방식전기추력기의설계를위한기본연구이다. 2.1 에서는추력기의선정을위한기본적인해석을요약하였고 2.2 에서홀추력기의작동원리에대한내용을기술하였다. 2.3 과 2.4 에서는추력기의설계를위한수치해석과시스템의구성에대하여간략히논의하겠다. 고도 680 km 궤도주기 98.4 min 궤도경사각 98.3 o 위성체 단면적 3.0 m 2 Drag Coefficient 2.2 위성의 무게 200 k g Mission Lifetime 5년 대기밀도 kg/m 3 항목 ΔV 비고 대기저항보상 73.9 m/s 태양풍압 보상 0.1 m/s 발사체 투입오차보상 13.1 m /s 0.1 o 총합 87.1 m/s Ⅱ. 본론 2.1 추력방식선정 추력방식을선정하기위해서는가장먼저추력기의임무를정의하고이어서이임무를수행하는데필요한 V의계산을수행해야한다. 본과제에서의추력기는궤도보정을위한것으로가정하였다. 즉인공위성이주어진임무를달성하기위해필요로하는궤도를임무기간동안유지하는데필요한궤도유지작업을추력기가수행하는것이고대상이되는인공위성은 200 kg급의소형위성으로가정하였다. 또한위성의궤도는 680 km고도의태양동기궤도이며위성의수명은 5년이라고가정하였다. 이기간동안태양의흑점활동이활발하여위성고도에서의대기밀도가최대값을유지한다고가정하였다 [1]. 표 1은 200kg급소형인공위성이궤도를유지하는데필요한 V를계산한내용을요약하고있고, 이를바탕으로계산한 V는설계에반영하는여분 (~13 m/s) 을포함하여 100 m/s 이다. 궤도보정을위한 ΔV가약 100 m/s 일때추력방식에따라소모되는연료의무게는대략비추력 (Specific Impulse) 이 50 s 인저온기체 (Cold Gas) 방식의경우 36 kg, 비추력이 300 s 인이원액체 (Liquid bipropellant) 의경우 6.7kg, 500 s인열전 (Electro-thermal) 방식은 4 kg, 그리고 1500s 인홀 (Hall) 방식전기추력기는 그림 2. 추력방식에따른연료무게의변화 1.4 kg 정도이다. 아래의그림 2 에추력방식에따른필요연료량을서로다른 ΔV 값에대하여요약하였다. 그림 2 는 ΔV 값이커질수록전기추력기방식의추진시스템이효율적일수있음을보여준다. 비추력과더불어추력기특징을정의하여주는추력 (Thrust Force) 또한추력방식에따라크게차이가나므로추력기의동작시간에대한해석을수행하였다. 표 2 는추력기의성능을나타내는비추력과추력의일반적인값을추력방식에따라비교해놓은것이다. 표 2. 추력기의일반적인특징 종류비추력 ( s ) 추력 (N ) Cold Gas Liquid Electro-thermal Hall/Ion

492 선종호 강성민 김연호 전은용 최원호 이종섭 서미희韓國航空宇宙學會誌 그림 3. 추력에따른추력기의 D u t y Cyc l e 표 2 에서알수있는바와같이추력의크기에따라주어진 ΔV 를달성하는데걸리는시간이크게차이가날수있는데추력이너무크면정확한제어가힘들어질수있고, 추력이너무작으면위성이활용되는동안대부분추력기를작동하여야할가능성이발생할수있다.

3 492 선종호 강성민 김연호 전은용 최원호 이종섭 서미희韓國航空宇宙學會誌 그림 3. 추력에따른추력기의 D u t y Cyc l e 표 2 에서알수있는바와같이추력의크기에따라주어진 ΔV 를달성하는데걸리는시간이크게차이가날수있는데추력이너무크면정확한제어가힘들어질수있고, 추력이너무작으면위성이활용되는동안대부분추력기를작동하여야할가능성이발생할수있다. 그림 3 에서확인할수있듯이추력이작은전기추력기의경우전체임무기간 5 년중 1~2% 정도의 Duty Cycle 로써 ΔV=100m/s 를달성할수있다. 따라서추력이작으나연료효율이좋은전기추력기를활용한저궤도위성의궤도보정수행이충분히가능한것으로판단된다. 전기추력기의대표적인두방식인이온추력기와홀추력기는각각상대적으로더높은비추력과추력밀도 (Thrust Density) 로비교된다. 이온추력기의경우추력을발생시키는이온전류는 Child-Langmuir 법칙 [2] 에따라다음과같은최대값을갖게된다. 여기서 j 는전류 (Current Density), V 는가속전압 (Accelerating Voltage), d 는전극간의거리, q 와 m 은각각가속되는입자의전하와질량이다. 이온추력기의경우입자가가속되는전극간의거리가보통수 mm 이므로그림 4 에서는 3mm 에해당하는이온추력기의지름을가속전압과전류의함수로표시하였다. 여기에서보듯이위성용궤도보정을위한이온추력기의경우 10 cm 이상의외경이나 1000V 이상의고전압을사용하여야할경우가빈번하게된다. 그에반하여전기장과자기장의조합을이용하여방전및가속을하게되는 Hall 방식의추력기는공간전하에의하여제약되는 (Space-Charge Limited) Child-Langmuir 그림 4. Ch i l d 법칙을따르는추력기의방전전압에따른외경 의법칙을따르지않아단위면적당추력이높으므로소형위성용추력기로써적절하다고판단된다. 즉궤도보정을위한소형위성용추력기의경우앞의해석에서처럼비추력이약 1500 s 이고추력이 10 mn 급정도만되어도기능상의요구조건을충분히만족하고무게, 공간및전력등의제약이대형위성에비하여상대적으로큰점을고려하여 Hall 방식의추력기를선정하였다. 2.2 홀추력기의동작원리 홀추력기는크게추력부, 전력부및연료부로구성된다. 전력부는태양전지판에서발생한전기로대전된입자를가속시켜주는전기적인힘으로바꾸는데사용되며, 연료부는추력기에필요한연료를저장하고제어공급해주는기능을수행한다. 추력부는공급된전기와연료를바탕으로실제추력을발생시킬수있는기능을구현해주는장치로다음의항목으로구성된다. 양극 (Anode): 중성 Gas 인 Xenon 을공급해주는역할을하며약 +300V 의전압이인가된다. 이전압은충돌이온화를거쳐생성된 Xe 이온을가속해주는기준전압이다. 음극 (Cathode): 가열된 Heater 를통하여열전자 (Thermal Electron) 를방출하며, 여기서방출된전자의일부는양극에가해진 + 전압에반응하여가속되며, 양극에서방출된중성 Xe Gas 와충돌하여추력을발생시키는 Xe+ 를발생시키는주요역할을한다. 주로 Hollow Cathode 형태를사용한다. 가속 Channel (Acceleration Channel): 양극을기준으로하여 Xe+ 가진행하는방향으로형성된물리적공간으로중성 Gas 인 Xe 의이온

第 37 卷第 5 號, 2009. 5 소형위성의궤도천이및보정을위한홀추력기의설계 493 그림 5. 홀추력기의개념적설명도 화와이온화된 Xe+ 가가속되는물리적공간이다. 보통가속 Channel의벽은 Xe+ 등의충돌로발생되는이차방출전자를줄일수있는물질로선택하여가공한다.

음극에서나온전자는양극에가해진양전압을향하여가속부채널을지나양극쪽으로이동하게되고양극에서방출된중성 Xe Gas와충돌을통해이온화가이루어진다. 이온화된양이온은순차적으로양전압에의해양극의반대쪽으로가속되게되며, 이가속을통해위성은추력을얻을수있다.

3 수치해석 추력기가속채널내에서의전자및이온의운동방정식을풀기위해서는 Particle-In-Cell (PIC) 수치해석이가장적합하다고판단하였으며이를위해 UC, Berkeley 가개발한 XOOPIC[3] 을이용하여연구를수행하였다. XOOPIC 의주요특징은다음과같다.

4 第 37 卷第 5 號, 소형위성의궤도천이및보정을위한홀추력기의설계 493 그림 5. 홀추력기의개념적설명도 화와이온화된 Xe+ 가가속되는물리적공간이다. 보통가속 Channel의벽은 Xe+ 등의충돌로발생되는이차방출전자를줄일수있는물질로선택하여가공한다. 전자석 (Magnet): 홀추력기가동작하기위해서는가속채널및그주변의자기장의형태가매우중요하며, 홀추력기의전자석은전자의포획시간 (Trapping Time) 을늘려서많은중성 Xe가이온화될수있도록설계되어야한다. 홀추력기추력부의물리적특징은그림 5와같다. 음극에서나온전자는양극에가해진양전압을향하여가속부채널을지나양극쪽으로이동하게되고양극에서방출된중성 Xe Gas와충돌을통해이온화가이루어진다. 이온화된양이온은순차적으로양전압에의해양극의반대쪽으로가속되게되며, 이가속을통해위성은추력을얻을수있다. 가속채널내부의물리적인구조는크게이온화지역 (Ionization Zone) 과가속화지역 (Acceleration Zone) 으로구성되며이들두지역은분리되어채널에존재한다. 홀추력기가동작하기위해서는양극에가까운쪽으로이온화지역이형성되고채널의끝부분에가속화지역이존재하여야한다. 2.3 수치해석 추력기가속채널내에서의전자및이온의운동방정식을풀기위해서는 Particle-In-Cell (PIC) 수치해석이가장적합하다고판단하였으며이를위해 UC, Berkeley 가개발한 XOOPIC[3] 을이용하여연구를수행하였다. XOOPIC 의주요특징은다음과같다. Object Oriented PIC Code with XGRAFIX 2-D Relativistic EM PIC code 사용자의다양한경계조건및초기조건을최소한의 Code 수정을통해수용 Leap Frog 방식을통한 TM and TE field advance XOOPIC 을이용하여전기추력기를모사하기위해서는추력기의구조를입력하고이를설계에반영하여야하는데다음과같은모델링을통해추력기를모사하였다. 아래의그림에서처럼홀추력기를 4.5 cm x 5 cm 의크기로가정하고각각 0.1 cm x 0.1 cm 의 cell 로나누었다. 따라서전체 simulation cell 의수는 45 x 50 = 2250 개이다. 본과제에서사용한 XOOPIC 수치해석의초기조건은다음과같다 [4]. Initial Plasma Density = (/m 3 ) Neutral Density = ~ (/m 3 ) # of Real Plasma/ # of Simulation Particle= 1 x 10 7 # of Simulation Grids = Simulation Δt= s (ω pe~ ) # of Particles / Cell = 50 (intial total # of particles ~ 10 5 ) M xe = 100 M e T e=t b= 3 ev, T i=0.1 ev Beam Current = 0.5A 홀추력기의설계에있어고려해야할사항중가장중요한것중의하나는자기장의구조및세기이다. 자기장의해석은 Finite Element Method Magnetics (FEMM) 해석을통하여수행하였고이를 XOOPIC 의주요입력변수로사용하였다. 그림 6. XOOPI C 을이용한추력기모델링 그림 7. 수치해석전압분포결과 ( t =7.9 x 10-8 s)

494 선종호 강성민 김연호 전은용 최원호 이종섭 서미희韓國航空宇宙學會誌 XOOPIC을통하여초기방전이 Hall 추력기의가속채널에서이루어질수있음을확인하였다. 수치해석의다른쪽끝에서수치해석영역을빠져나가는 Xe+ 양이온의에너지분포를획득하여분석하여본결과비추력 1500s가충분히달성될수있음을확인할수있었다.

이는향후지속적인연구를통하여보완해나갈계획이다. 2.4 시스템의구성 본논문에서논의하는방식은원통형추력기 [5] (Cylindrical Hall Thruster) 혹은그변형으로 CHT 는작은크기로제작되는홀추력기에서가속 Channel 의면적을상대적으로줄임으로써추력기의수명을결정하는데결정적인역할을하는 Erosion Rate 를낮추고이온화율을높인방식이다.

개발된홀추력기의사양 항목 사양 비고 전력 200~400 W 추력 ~10 mn 비추력 1500 s 효율 ~ 30% >35% 목표 수명 500 시간 시험예정 그림 10. 개발된추력기의구성도 기의중간형태인원뿔형추력기도연구중이며 ( 그림 9) 이에대한연구결과는이어지는논문에서부연설명하였다. 본연구에서개발을목표로하는추력기의규격을요약하면아래와같다.

5 494 선종호 강성민 김연호 전은용 최원호 이종섭 서미희韓國航空宇宙學會誌 XOOPIC을통하여초기방전이 Hall 추력기의가속채널에서이루어질수있음을확인하였다. 수치해석의다른쪽끝에서수치해석영역을빠져나가는 Xe+ 양이온의에너지분포를획득하여분석하여본결과비추력 1500s가충분히달성될수있음을확인할수있었다. 그러나 XOOPIC 은가속채널에서충돌이온화 (Collisional Ionization) 에의해변환되는중성입자와이온간의 self-consistent한계산이이루어지지않고중성입자를시간에따라변화되지않는배경입자 (Background Neutral) 로처리하는단점으로인하여실험에서관측되는 steady-state에서의물리량등을계산하지는못하였다. 이는향후지속적인연구를통하여보완해나갈계획이다. 2.4 시스템의구성 본논문에서논의하는방식은원통형추력기 [5] (Cylindrical Hall Thruster) 혹은그변형으로 CHT 는작은크기로제작되는홀추력기에서가속 Channel 의면적을상대적으로줄임으로써추력기의수명을결정하는데결정적인역할을하는 Erosion Rate 를낮추고이온화율을높인방식이다. 원통형추력기는기존의환상형 (Annular) 방식의추력기와달리추력기가속채널내에서의자기거울 (Magnetic Mirror) 효과를이용하여전자를구속하는방식이라는점이가장두드러진차이중의하나이다. 또한환상형과원통형추력 그림 8. 원통형추력기의개념동작원리 [5 ] 그림 9. 원기둥형태와원뿔형태의추력기 표 3. 개발된홀추력기의사양 항목 사양 비고 전력 200~400 W 추력 ~10 mn 비추력 1500 s 효율 ~ 30% >35% 목표 수명 500 시간 시험예정 그림 10. 개발된추력기의구성도 기의중간형태인원뿔형추력기도연구중이며 ( 그림 9) 이에대한연구결과는이어지는논문에서부연설명하였다. 본연구에서개발을목표로하는추력기의규격을요약하면아래와같다. 추력기의동작을위해서는추력을발생하는추력부 (Thruster Head) 이외에도연료를저장하고적절하게공급해주는연료부 (Xenon Feed Unit), 인공위성의전력을받아들여가공하고추력부에전원을공급하여주는전력부 (Power Processing Unit) 등이필요하게된다. 그림 10 은개발된추력기의구성도이며추력부, 연료부및전원공급부의기능적인연결을도식적으로나타내준다. 표 4. 제논공급장치 ( XFU) 의사양 항목 사양 비고 연료무게 < 2kg 저장압력 ~ 60 bar 150 bar 목표 밸브방식 Solenoid 양극유량 ~ 7 sccm 음극유량 ~ 1 sccm 동작전원 + 28V D C

6 第 37 卷第 5 號, 소형위성의궤도천이및보정을위한홀추력기의설계 495 표 5. 전원공급장치 ( PPU) 의사양 항목 사양 비고 입력전압 +28V Unregulated 양극 300V/1A 히터 35V/1A 전원키퍼 15 V/ 1.7A 전자석1 10 V/ 4A 효율 > 80% 음극전원 아래의블록다이아그램이보여주듯이홀추력기는연료부로부터양극 (Anode) 과음극 (Cathode) 에중성제논 (Xe) 을공급받아가속채널에서이온화및가속을수행한다. 이때방전전류를결정하는주요변수중의하나인양극의중성 Xe 유량이대략 7 standard cubic centimeter per minute (sccm) 이고음극에흘러들어가는중성 Xe의유량이 1 sccm정도가될수있도록연료부를구성하여야한다. PPU는양극, 음극및전자석등에필요한전원과연료부의 Valve등을구동하는데필요한전원을공급하고인공위성과의전기적접속 (Interface) 을주관하는기능도수행한다. PPU는양극에약 300V/1A의전원을충분히공급할수있게설계되어야한다. 또한음극의대표적인형태인 Hollow Cathode에서필요로하는 Heater 및 Keeper의전압과전류를제어할수있도록구현된다. Ⅲ. 결론 소형위성의궤도보정에적합한 10 mn 추력급의홀방식의전기추력기를설계하였다. 선택가능한추력기방식중에서홀방식추력기를선택하게된배경해석을기술하였으며이를바탕으로목표사양을정하고이를구현할수있는시스템의개념을설정하였다. 또한추력기가속채널에서의방전이성공적으로일어날수있는가능성을보여주는수치해석결과도논의하였다. 참고문헌 1) Wiley, J. L and J. R. Wertz, Space Mission Analysis and Design, Kluwer Academic Publishers, ) Child, C. D., Discharge from hot CaO, Phys. Rev., vol.32, 1911, pp ) Verboncoeur, J. P, A. B. Langdon and N. T. Gladd, An object oriented electromagnetic PIC code, Computer Phys. Comm. Vol. 87, 1995, pp. 199~211. 4) Bouchoule, A., J. P. Boeuf, A. Heron, and O. Duchemin, Physical Investigations and developments of hall thrusters", Plasma Phys. Cont. Fusion, Vol. 46, 2004, pp. B407~B421 5) Raitses, Y. and N. J. Fisch, Parametric investigations of a nonconventional Hall thrusters, Phys. of Plasmas, Vol. 8, 2001, pp. 2,579-2,586.

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DBPIA-NURIMEDIA 496 韓國航空宇宙學會誌技術論文 소형위성용 300 W 급원통형홀추력기의추력부개발 강성민 *, 김연호 *, 선종호 *, 이종섭 **, 서미희 **, 최원호 ** Development of the Head Unit of a 300 W Cylindrical Hall Thruster for Small Satellites Seongmin Kang*, Younho Kim*,