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*, Jongho Seon*, Jongsub Lee**, Mihui Seo** and Wonho Choe** ABSTRACT The thruster head unit of a 300 W cylindrical Hall thruster was developed for the propulsion system of small satellites. The magnetic topology in the thruster channel is a key parameter to achieve high performances. Two types of magnetic circuit structures were designed and manufactured to compare the thrust levels and efficiencies. Also the endurance test was conducted to measure the stable operation duration of the thruster head and to find degree of erosion after extended operation. 초 록 소형인공위성에적합한 300 W 급원통형홀추력기의추력부를개발하였다. 추력부채널내부에서의자기장분포는추력성능을좌우하는주요한변수이다. 자기장구조가다른두종류의추력부를설계하고제작하여추력및효율에대한비교측정시험을수행하였다. 또한내구성시험을수행하여추력부의안정된작동시간과작동후발생하는문제점에대한결과를얻었다. Key Words : Cylindrical Hall Thruster( 원통형홀추력기 ), Electric Propulsion System( 전기추력시스템 ), Small Satellite( 소형위성 ), Performance Test( 성능시험 ), Endurance Test( 내구성시험 ) Ⅰ. 서론 지구근궤도에서임무를수행하는소형위성에있어위성체의궤도보정및천이를위해서는작은크기를가지면서높은비추력을갖는추력시스템이필요하다. 이러한점에서 1000 2000sec 의큰비추력을갖는홀추력기는다른위성용추력기와비교하여볼때소형위성체에가장적 2009 년 1 월 5 일접수 ~ 2009 년 4 월 24 일심사완료 * 정회원, ( 주 ) 쎄트렉아이교신저자, E-mail : smkang@satreci.com 대전광역시유성구전민동 461-26 번지 ** 정회원, 한국과학기술원물리학과 합한추력시스템이라고할수있다 [1, 2]. 1970 년대부터러시아는 200 기이상의위성체에홀추력기 (SPT-100, STP-70 등 ) 를장착하여발사했고, 미국은 2006 년에처음으로홀추력기 (BHT-200) 를장착한위성을발사했다. 2003 년유럽우주국 (ESA) 도달탐사선 SMART-1 에홀추력기 (PPS-1350) 를사용하였다. 홀추력기는전력및요구추력에따라다양한크기로제작이가능한데낮은전력일수록즉, 소형화될수록효율이떨어지는경향을보인다. 홀추력기의채널내부에서발생하는플라즈마는채널벽면과상호작용하여발열및세라믹재질인벽면의침식을유발하는데이러한경향은소형화될수록더커진다. 왜냐하면소형화될수록
第 37 卷第 5 號, 2009. 5 소형위성용 300W 급원통형홀추력기의추력부개발 497 채널내부의부피대비면적의비율이커지기때문이다. Princeton Plasma Physics Laboratory(PPPL) 에서처음제안한원통형홀추력기는 [3] 채널내부의부피대비표면적의비율이낮아이러한단점을보완해줄수있다. 현재개발되고있는원통형홀추력기는동급전력의기존홀추력기와비슷한효율을나타내고있다 [4, 5]. 채널이기존의고리형태인홀추력기와마찬가지로원통형추력기도중성플라즈마내에서전자의 E B 표류를주요원리로하고있다. 그러나채널구조와내부의자기장분포가다르기때문에전자의움직임과이온을가속시키는힘에있어서도큰차이를만들고따라서기존홀추력기와는다소다른방전특성을갖는다. 본연구는제논 (Xe) 가스를연료로소모전력 300 W, 추력 10 mn, 비추력 1500 s, 양극효율 30% 이상의성능을내는것을목표로하고있으며본논문에서는원통형추력부의플라즈마방전특성, 새로운형태의추력부채널설계, 그리고제작된추력부의성능시험및내구성시험에대한결과를정리하였다. Ⅱ. 방전특성과추력부설계 2.1 플라즈마방전특성 채널내부에형성된자기장과전기장에의해전자들은자기장을중심축으로회전하는빠른운동과 E B 표류에의해채널의대칭축을중심으로회전하는느린운동을한다. E B 표류는채널의축을중심으로도는운동이므로전자들은반경방향에대해구속되게된다. 기존고리형태의홀추력기와의차이점은축방향에대해전자가채널내부에구속되는원리인데, 전위차에의해양극으로끌리는힘과자기거울효과에의해추력부바깥으로튕겨나는힘이균형을이루 그림 1. 채널내전자의구속원리 표 1. 홀추력기내플라즈마물리량 게된다 [6]. 이러한원리에의해채널내에구속된전자들은제논중성원자와충돌하여플라즈마상태를유지하게된다. 그림 1 은원통형홀추력기내에서전자의구속원리를설명해주고있다. 전자보다훨씬무거운이온은자기장에의해거의영향을받지않고축방향으로형성된전위차에의해가속하게된다. 표 1 에정리된플라즈마물리량들은전자와이온의이러한차이를설명하는근거가된다. 원통형홀추력기에서가속구간은부피대비면적비율이큰원통형채널내에존재하므로 [7] 채널벽면의침식과발열이적다. 2.2 추력부자기장설계 그림 2 는추력부의설계단면을나타내고있다. 원통형홀추력부는질화붕소 (Boron Nitride) 채널, 연료분사구로사용되는링모양의양극, 전자석, 자기장회로를구성하는철구조물로구성되어있다. 추력부의동작특성을결정하는주요요인은채널의기하학적구조와내부의자기장세기와분포, 방전전압, 연료분사량 ( 중성 Xe 의밀도 ) 등이다. 자기장의변화는채널내전자의분포에영향을주어추력기가최적의성능을갖는점을찾는데변수로작용한다. 자기장분포를변화시키기위해전자석을두개의코일로제작하여코일에흐르는전류를조절할수있도록했다. 또한추력부중심에있는철심의모양을바꾸어자기장의분포를변화시킬수있도록했다. 그림 3 은
498 강성민 김연호 선종호 이종섭 서미희 최원호韓國航空宇宙學會誌 그림 4. 제작된원통형홀추력부 심에놓인철심을원뿔형으로만듦으로써채널내부전체에걸쳐자기장의반경방향성분이좀더강하도록설계하여두경우에서방전전류및추력이어떻게차이를보이는지보고자하였다. 그림 4 는원통형철심을사용하여제작한추력부의모습이다. 그림 2. 철심형태에따른추력부단면도 Ⅲ. 성능측정 3.1 추력시험 그림 3. 자기장설계 두코일의전류를 2 A 로했을때철심모양에따른자기장모양을 Finite Element Methode Magnetics(FEMM) 을사용하여모사한그림이다. 그림 3(a) 에나타난자기장분포는원기둥형철심을사용한추력부의것으로서채널의중심부근에서자기장의축방향성분이가장강하고양극근처고리형태의채널부분에서반경방향성분이 700 G 정도의강한자기장을갖도록설계하였고, 그림 3(b) 에나타난자기장분포는중 원기둥형철심을사용한추력기에대해서진공챔버초기압력 2 10-7 torr, 동작압력 5 10-5 torr 하에서, 음극연료공급량을 2 sccm 으로고정하고양극의연료공급량을 4 6 sccm 으로변화시키면서추력을측정하였다. 방전후코일 2 의전류를조절하여방전전류값이최소가되도록하여운전했고, 방전특성을살펴보기위해비교적열이적게발생하는 4 sccm 조건에서코일 1, 코일 2, 방전전압에대한의존성을확인했다. 그림 5 는 4 sccm, 방전전압 350 V 에서코일 1 과코일 2 의전류에따라방전전류의변화를보여주고있다. 먼저코일 2 의전류를 2.5 A 로고정하고코일 1 의전류를 -2 A 2 A 로변화시켰으며전류가흐르지않을때방전전류가가장낮았다. 코일 2 는코일 1 의방전전류가가장낮은 0 A 를기준으로변화시켰을때 3 A 에서가장낮은방전전류를나타냈다. 코일의전류에따라방전전류의최소점이있다는것은코일 1 과코일 2 의변화에따라채널내자기장의축방향성분과반경방향성분이균형을이루어전자의구속을극대화하는지점이있음을말해준다. 코일 1 이코일 2 보다방전전류에미치는영
第 37 卷第 5 號, 2009. 5 소형위성용 300W 급원통형홀추력기의추력부개발 499 그림 5. 코일전류에따른방전전류의변화 그림 7. 원기둥형철심, 추력및효율측정 그림 6. 코일 1 전류에따른추력의변화 향이더큰것을확인할수있다. 그림 6 은코일 1 의전류에따라추력세기의변화를보여주고있다. 코일 1 에전류를흘려주었을때방전전류는증가하지만추력도같이증가하였다. 그림 5 와그림 6 의결과를종합하면코일 1 과코일 2 의전류에따라방전전류및추력이변하며요구소모전력 300 W 에서가장효율적인지점은방전전압 300 V 에서코일 1 과코일 2 가각각 0 A, 3 A 일때로판단된다. 양극연료공급량을 5 sccm, 6 sccm 으로늘여가며동일한측정을반복했다. 그림 7 은방전전력에대한추력과효율에대한결과를종합적으로나타내고있다. 원뿔형철심으로교체한후에는진공챔버초기압력 1.4 10-7 torr, 동작압력 5 10-5 torr, 음극연료공급량 1 sccm 으로고정하고양극의연료공급량을 6 7 sccm 으로변화시키면서측정하였다. 방전후코일 2 의전류를조절하여방전전류값이최소가되도록하여운전하였고방전특성을살펴보기위해 6 sccm 조건에서코일 1 과방전전압에대한변화를확인하였다. 이를바탕으로양극연료공급량 7 sccm 에대해서도추력을측정하였다. 측정결과방전전류가코일 1 의전류값에크게의존하였다. 이것은자기장이양극근처에서반경방향의성분이강하게설계되었으므로코일 1 의전류변화에의해양극근처에서자기장의분포가크게변한것이다. 코일 1 과코일 2 의전류방향을같은방향으로했을때성능이가장좋게나타났다. 코일전류방향을같은방
500 강성민 김연호 선종호 이종섭 서미희 최원호韓國航空宇宙學會誌 그림 9. 내구성시험을위해제작된추력부 그림 8. 원뿔형철심, 추력및효율측정 향으로하면채널내부전체적으로자기장의세기가증가하여전자의구속이더많이이루어짐을알수있다. 그림 7, 그림 8 의결과에서보듯이추력과양극효율은방전전력에비례하여증가하였다. 반면에방전전압은방전전류에는거의영향을주지않았다. 양극의연료공급량의증가는전체적으로추력과효율을높여주지만방전전류의증가를가져와소비전력도같이증가하게만들었다. 두철심형태에따른성능측정결과를비교해보면전력 300 W, 연료분사량 6 sccm 에서원기둥형철심의경우 9 mn, 24% 의성능을보였고, 원뿔형철심의경우 10 mn, 28% 로원통형철심보다다소향상된성능을보였다. 터와표면처리를추가하여제작하였다. 그림 9 에서보는바와같이추력부옆쪽으로라디에이터를달고바닥판의크기를확장하였다. 또한표면을채널과같은물질인질화붕소페인트로도포하여열방사율을높여주었고열이가장많이발생할것으로생각되는양극을또한열방사율이높은타이타늄으로제작하였다. 양극유량 6 sccm, 음극유량 1 sccm, 방전전압 225 V 로고정하였고추력측정시험에서와마찬가지로코일 1 과코일 2 의전류를방전전류가가장낮게흐르는지점에맞추고방전전류의변화와온도변화를기록하였다. 그림 10 은방전시간에따라방전전류의변화를보여주고있다. 약 100 시간동안연속적인운전을했다. 방전후 10 시간동안은안정적인방전이이루어져방전전류가비교적낮게유지되었다. 10 시간이후에는방전전류가서서히증가했으며 70 시간이후에는방전전류가흔들리면서급격히증가하였다. 90 시간이후에는양극이허용하는전류한계에걸리며방전이불안정하다가약 100 시간이후방전이종료되었다. 추력부에온도센서를부착하여운전중온도의변화를측정하였다. 추력부바닥판뒷면에서 3.2 내구성시험 연속적인방전을통해발생하는문제점과추력기가안정적으로운전이가능한시간을확인하기위해내구성시험을수행하였다. 기존원통형철심의추력부설계를바탕으로하였고열제어를위해열해석수행결과를적용하여라디에이 그림 10. 시간에따른방전전류의변화
第 37 卷第 5 號, 2009. 5 소형위성용 300W 급원통형홀추력기의추력부개발 501 성능에직접적으로영향을주는요인임을보여주는결과이며향후자기장최적화를위한자기회로설계에중요하게고려될만한결과이다. 또한내구성시험을통해방전전류및추력부각부분의온도를측정하고현개발단계에서의운전가능시간을확인하였다. 측정결과를바탕으로향후에는보다내구성이우수한추력부를제작할계획이다. 그림 11. 시간에따른온도의변화 철심및코일이위치하는부분과바닥판끝부분, 양극의연료공급관에각각센서를부착했다. 그림 11 은시간에따른온도변화측정결과이다. 철심이위치한부분에서온도가가장높고이부분의온도변화에따라다른부분의온도도같이변화했다. 이는철심을덮고있는안쪽채널이주요열원임을보여준다. 또한온도변화가방전전류의변화와시간적으로일치하는것을볼수있다. 이것은전류의세기가온도변화의원임이됨을보여주는것이다. 향후내구성시험에는가속된입자로부터진공챔버와추력기를보호하여오염등성능에영향을줄수있는외부요인을줄일필요가있음을실험을통해확인하였다. IV. 결론 코일 1, 코일 2 및자기장회로를구성하는철심의모양을다르게함으로써채널내부의자기장구조에따른추력성능의변화를측정하였다. 새로운원뿔형태의철심을사용하여제작한원통형홀추력부는기존원기둥형태의철심을사용했을때보다약간높은추력과효율을나타냈으며좀더안정적으로작동했음이실험을통해확인되었다. 이는채널내자기장분포의변화가 참고문헌 1) 선종호, 강성민, 김연호, 전은용, 최원호, 이종섭, 서미희, 소형위성의궤도천이및보정을위한홀추력기의제작, 한국항공우주학회지, 2009 년 4 월심사진행. 2) 김연호, 선종호, 강성민, 위정현, 윤호성, 최원호, 이종섭, 서미희, 300 W 급홀추력기를위한제논연료공급장치개발, 한국항공우학회지, 37 권 4 호, 2009, pp. 419-424. 3) Y. Raitses, N. J. Fisch, K. Ertmer, C. B. Burlingame, A Study of Cylindrical Hall Thruster for Low Power Space Application, AIAA, 2000. 4) Y. Raitses, N. J. Fisch, Parametric investigations of a nonconventional Hall thruster, Phys. Plasmas 8, 2579, 2001. 5) 선종호, 전은용, 이종섭, 임유봉, 최원호, 소형위성용 10mN 급홀방식전기추력기의개발, 한국항공우주학회춘계학술대회논문집, 2007. 6) Y. Raitses, A. Smirnov, N. J. Fisch, Cylindrical Hall Thrusters, AIAA 2006-3245, 2006. 7) A. Smirnov, Y. Raitses, N. J. Fisch, Plasma measurements in a 100 W cylindrical Hall thruster, J. Appl. Phys. 95, 2283, 2004.