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 템크, 압력변환기, 추진제 필터, 격리밸브 및 충전/배출 벨브 등의 주요부품들로 구성되며, 그외 각 부품들을 연결해주는 추진제 배관과 열제어 부품들이 추가된다. 이 논문에서는 저궤도위성 추진시스템의 예비 설계과정이 서술되었다.
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 템크, 압력변환기, 추진제 필터, 격리밸브 및 충전/배출 벨브 등의 주요부품들로 구성되며, 그외 각 부품들을 연결해주는 추진제 배관과 열제어 부품들이 추가된다. 이 논문에서는 저궤도위성 추진시스템의 예비 설계과정이 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
subassemblie...
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.
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.
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문제 정의
본 논문에는 새로 개발되는 저궤도 위성 액체추진시스템의 예비설계과정에 대한 연구 노력이 서술되었다.
본 논문에서는 새로이 개발되는 저궤도위성의 추진시스템 개발과 관련해 비행용 모델의 설계요구 조건과 이를 만족하는 추진시스템의 예비 설계 및 해석 결과에 대한 전반적인 내용을 기술하였다. 이러한 설계 및 해석을 바탕으로 구조/열 시험 모델이 제작될 것이며 시험 결과를 바탕으로 실제 비행 모델에 대한 상세설계가 수행될 예정이다.
제안 방법
유발한다. 따라서 탱크에서 추력기 입구에 이르기까지 추진제 유로에 대한 압력강하와 추력기 밸브의 작동 시에 수격 현상에 의해서발생되는 배관 내의 비정상적인 압력진동을 예측하기 위해 상용프로그램인 Flowmaster를 이용하여 연속 방정식 및 운동량 방정식을 계산함으로써 정상 상태 및 과도기에서의 유체 해석을 수행하였다. 이를 통해 추진제배관내의 과도기 압력 진동을 예측하고 이러한 압력진동을 완화시키기 위한 오리피스(Orifice)의 설계를 검증하였다.
열해석 결과 중 대표적인 예로 주진제 탱크에 대한 열적 거동을 그림 4에 제시하였으며, 균일 최악 저온 조건에서 전압이 25V일 때 주히터 회로가 작동된 경우 시간에 따른 각 노드의 온도변화를 제시하였다. 그림에서 보듯이 써모스탯 작동에 의한 온도의 주기적 변화가 앞서 서술한 열 설계 요구 조건을 잘 충족시키고 있음을 확인하였다 .
따라서 탱크에서 추력기 입구에 이르기까지 추진제 유로에 대한 압력강하와 추력기 밸브의 작동 시에 수격 현상에 의해서발생되는 배관 내의 비정상적인 압력진동을 예측하기 위해 상용프로그램인 Flowmaster를 이용하여 연속 방정식 및 운동량 방정식을 계산함으로써 정상 상태 및 과도기에서의 유체 해석을 수행하였다. 이를 통해 추진제배관내의 과도기 압력 진동을 예측하고 이러한 압력진동을 완화시키기 위한 오리피스(Orifice)의 설계를 검증하였다. 그림 5는 추력기밸브 개폐시에 추력기밸브와 압력변환기에서 발생하는 압력 진동을 나타내고 있다.
이와 같은 열 설계 요구 조건을 만족하기 위한 능동 열제어(Active Thermal Control) 방법으로 각 부품에 적절한 용량의 주와 잉여히터를 병렬연결한 후써모스탯을 이용해 히터회로를 구성함으로써 추진제의 동결 방지 및 관련 부품들의 작동에 차질이 없도록 설계를 수행하였다. 또한 압력변환기를 제외한 모든 부품들은 일종의 복사 차폐막(Radiation Shield) 역할을 수행하는 다층박막단열재 (Multi-Layer Insulation, MLI) 를 감싸 단열시켜야 한다.
Tank의 크기는 탑재체의 장착 및 그에 따른 버스 구조물의 형태 등 전체 시스템 설계에 결정적인 영향을 미치므로 위성의 임무요구 조건에 대한 정밀한 분석이 선행되어야 한다. 저궤도 위성의 추진제 사용량 예측은 발사체와 분리 후의 초기 기동, 임무기간 동안 수행할 궤도조정 및 contingency 상황에서의 safe mode 시나리오에 따라 결정되었다.
또한 압력변환기를 제외한 모든 부품들은 일종의 복사 차폐막(Radiation Shield) 역할을 수행하는 다층박막단열재 (Multi-Layer Insulation, MLI) 를 감싸 단열시켜야 한다. 추진계 부품 주위의 열 환경이 가장 최악의 저온 상태 조건인 균일 최악 저온 조건에서 각 부품의 히터회로가 열 설계 요구 조건을 만족하는지를 예측하기 위해 열해석을 수행하였으며, 해석 툴로는 위성 열해석 전문툴인 TAS를 사용해 추진모듈들을 3차원 형상으로 모델링하였다.
또한 정밀광학카메라와 같이 오염이 극도로 제한되어야 하는 정밀계측장비에 연소입자들을 부착시킴으로써 성능의 저하를 가져오기도 한다. 특히, 새로 개발되는 위성의 태양전지판의 위치 변화에 따라 이에 대한 정확한 예측이 위성체 설계 단계에서 필수적으로 요구되었으며, 이에 대한 상세해석을 위해 일반적인 유동해석과 더불어 황경천이영역에 국부적으로 DSMC 방법을 적용하였다 [3], 모든 추력기가 작동했을 때, 부출 가스의 밀도 분포를 그림 6에 제시하였다. 해석 결과 플룸에 의한 태양전지판의 오염 가능성은 무시할 정도로 작았다.
대상 데이터
Tank의 선정에는 Tank의 용량 및 성능뿐만 아니라 타 부분체와의 간섭 등이 고려되었으며 ATKSSI사의 Diaphragm Tank가 선정되었다. 선정된 Tank는 Blowdown 방식의 99% 토출 능력을 가지며 매우 우수한 신뢰성을 가지고 있다.
이론/모형
열 설계의 경우 극저온의 우주환경에서 추진제의동결 및 과열방지를 위해 다음과 같은 KOMPSAT- 2의 요구조건을 적용하였다 [2].
추력기의 연속적인 burning에 의한 Delta-V시 추진제 소모량의 계산은 다음과 같은 Tsiolkowski equation을 사용한다[1].
성능/효과
제시하였다. 그림에서 보듯이 써모스탯 작동에 의한 온도의 주기적 변화가 앞서 서술한 열 설계 요구 조건을 잘 충족시키고 있음을 확인하였다 .
새로운 저궤도위성에서는 현재 저 궤도 인공위성에서 가장 보편적으로 사용되는 1N급 및 1 Ibf급의 후보 추력기에서 1 Ibf급의 추력기가 효율성이 높을 것으로 판단되어 최종 선정되었다. 선정된 추력기는 위성 본체 프로세서의 전기적 명령 신호에 의해 밸브 구동전자장치(VDE)가 작동함으로써 궤도 전이 및 자세제어 등에 필요한 Impulse를 제공하게 된다.
선정된 Tank는 Blowdown 방식의 99% 토출 능력을 가지며 매우 우수한 신뢰성을 가지고 있다.
특히, 새로 개발되는 위성의 태양전지판의 위치 변화에 따라 이에 대한 정확한 예측이 위성체 설계 단계에서 필수적으로 요구되었으며, 이에 대한 상세해석을 위해 일반적인 유동해석과 더불어 황경천이영역에 국부적으로 DSMC 방법을 적용하였다 [3], 모든 추력기가 작동했을 때, 부출 가스의 밀도 분포를 그림 6에 제시하였다. 해석 결과 플룸에 의한 태양전지판의 오염 가능성은 무시할 정도로 작았다.
후속연구
이러한 설계 및 해석을 바탕으로 구조/열 시험 모델이 제작될 것이며 시험 결과를 바탕으로 실제 비행 모델에 대한 상세설계가 수행될 예정이다.
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