[논문]인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진의 개발현황

장요한; 이균호

doi:10.6108/kspe.2015.19.1.050

[국내논문] 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진의 개발현황
A Development Trend Study of Bipropellant Rocket Engine for Orbit Transfer and Attitude Control of Satellite 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.19 no.1, 2015년, pp.50 - 60

장요한 (Department of Aerospace Engineering, Sejong University) , 이균호 (Department of Aerospace Engineering, Sejong University)

초록
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인공위성의 추진시스템은 위성이 발사체로부터 분리된 후 최종 궤도로 도달할 때까지 궤도를 이동하는데 필요한 추력을 제공한다. 또한 임무궤도에서는 궤도 유지와 자세제어를 위한 펄스 모멘트를 발생하는 역할을 한다. 본 연구에서는 향후 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진을 국내에서 개발시 관련 연구에 필요한 규격을 도출하기 위한 목적으로서 모노메틸하이드라진과 하이드라진을 연료로, 사산화이질소 산화제를 이용하는 인공위성용 이원추진제 로켓엔진에 대한 현재 개발동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

A propulsion system of a satellite provides a necessary thrust to reach to the final orbit after a separation from a launch vehicle. Also, it supplies pulse moments to maintain the satellite in a mission orbit and for its attitude controls during a mission life time. The present study investigates the development trend of bipropellant rocket engines for an orbit transfer and an attitude control of a satellite using monomethylhydrazine and hydrazine for fuel and dinitrogen tetroxide for oxidizer to derive fundamental specifications which are necessary for domestic development researches. Also, their major performance characteristics are summarized.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

하지만, 이들 자료를 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진의 관련 연구에 직접적으로 활용하기에는 최신 개발 동향뿐만 아니라 연소실 압력, 혼합비, 질량유량 및 팽창비 등과 같은 상세 성능규격의 정보에 다소 부족한 점들이 있는 것으로 판단되었다. 따라서, 본 연구에서는 향후 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진을 국내에서 개발시 관련 연구에 필요한 규격을 도출하기 위한 목적으로서 인공 위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓 엔진의 전 세계적인 개발동향과 주요 성능 특성을 각 로켓엔진 종류별로 상세하게 조사 및 분석하였다.
본 논문에서는 미국, 유럽, 일본, 중국 및 인도와 같은 주요 우주선진국들의 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진 개발동향과 주요 성능 특성을 상세하게 조사하였다. 조사결과,
특히 사산화이질소의 경우 산화질소(NO)가 첨가된 것을 혼합질소산화물 (MON)이라고 하며, 첨가된 NO의 양에 따라 MON-1 (1% 첨가), MON-3 (3% 첨가) 등으로 세분화하기도 한다[6]. 본 논문에서는 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진의 개발현황을 조사하기 위해 대표적으로 유럽의 Airbus(舊 Astrium-ST), 미국의 Aerojet, Northrop Grumman, Moog ISP와 일본의 IHI Aerospace, 중국의 CASC, 인도 ISRO에서 개발한 이원추진제 로켓의 주요 성능 특성 자료를 정리 및 분석하였다. 이와 더불어 국내의 이원추진제 관련 연구개발 현황에 대해서도 조사하였다.
이 회사에서 개발한 10 N급 자세제어용 추력기 130개, 400 N급 액체 원지점엔진(liquid apogee engine) 80개 이상 우주 비행체에 광범위하게 장착되어 사용되고 있다. 이 회사에서 개발한 이원추진제 로켓 엔진은 장시간의 정상상태 및 펄스모드 작동을 유지할 목적으로 설계되었다. Table 1과 2에 모노메틸하이드라진 연료와 사산화이질소 산화제를 사용하는 로켓엔진의 성능을 정리하였다.
본 논문에서는 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진의 개발현황을 조사하기 위해 대표적으로 유럽의 Airbus(舊 Astrium-ST), 미국의 Aerojet, Northrop Grumman, Moog ISP와 일본의 IHI Aerospace, 중국의 CASC, 인도 ISRO에서 개발한 이원추진제 로켓의 주요 성능 특성 자료를 정리 및 분석하였다. 이와 더불어 국내의 이원추진제 관련 연구개발 현황에 대해서도 조사하였다.

대상 데이터

이중에서 HiPAT^TM은 국내에서 개발된 천리안 위성의 궤도 전이 목적으로 장착되었다. HiPAT^TM 로켓 엔진은 모노메틸하이드라진과 사산화이질소를 연료 및 산화제로 채택하였으며, 445 N의 추력을 발생시키며 320초대의 비추력 특징을 나타낸다. 그 외 22 N, 111 N, 490 N, 623 N, 890 N, 4000 N 등 다양한 추력을 발생시킬 수 있는 로켓 엔진을 광범위하게 개발하여 우주분야 로켓 엔진 선두 기업으로 자리매김했다[8].
CASC는 각종 우주 프로그램을 주관하는 중국의 주요 우주 기관으로, CASC 내부에는 다양한 부속 기관이 속해 있어 우주선, 발사체 및 미사일체계와 지상국을 설계, 개발 및 생산하고 있다. 본 연구에서 조사된 중국 CASC의 인공위성용 이원추진제 로켓 엔진에는 10 N 추력기가 있다. 10 N 추력기 2종 모두 모노메틸하이드라진과 사산화이질소를 연료와 산화제로 채택하여 사용하고 있으며 성능은 Table 10에 정리하였다[14,15].
이 엔진은 자세제어용으로도 사용되며 작은 시스템의 원지점 엔진으로도 이용될 수 있다. 액체 원지점 엔진으로는 450 N급 MON Hydrazine 엔진을 개발하였다. 이는 듀얼모드 추진 시스템을 이용하는 위성의 궤도에서의 기동 요구조건을 만족시키기 위한 목적으로 제작되었으며 성능은 Table 8에 정리하였다[11].

이론/모형

Table 1에서 보듯이 자세제어용 추력기로는 4 N, 10 N, 22 N이 있으며, 일반적으로 280~290초의 비추력 성능을 갖고 있다. 이중에서 10 N 추력기는 국내에서 개발한 천리안 위성(COMS)의자제제어 추력기로 활용되었다. 액체 원지점 엔진으로는 Table 2와 같이 420 N, 425 N, 500 N이 있으며 모두 동일한 연료/산화제 혼합 비율과 연소실 압력을 특징으로 갖는다[7].

성능/효과

- 궤도전이용 원지점 엔진의 경우 추력수준은 최소 420 N부터 최대 4,000 N까지 분포하며, 그중에서 특히 400 ~ 500 N급의 개발이 보편화된 것으로 분석되었다. 연료와 산화제의 혼합비는 1.
자세제어용 추력기의 경우 추력수준은 최소 4 N부터 최대 120 N까지 분포하며, 그중에서 특히 10 N급과 22 N급의 개발에 집중되어 있는 것으로 분석되었다. 비추력은 290 ~ 300초, 연료와 산화제의 혼합비는 1.65이며, 5 ~ 28 bar의 추진제 공급압력에서 작동하는 것으로 확인되었다.
- 궤도전이용 원지점 엔진의 경우 추력수준은 최소 420 N부터 최대 4,000 N까지 분포하며, 그중에서 특히 400 ~ 500 N급의 개발이 보편화된 것으로 분석되었다. 연료와 산화제의 혼합비는 1.65로 추력기와 동일한 값을 사용하는 반면에 비추력은 300 ~ 330초로 추력기보다 다소 높게 나타났다. 또한, 추진제 공급압력의 범위는 4 ~ 30 bar로 조사되었다.
자세제어용 추력기의 경우 추력수준은 최소 4 N부터 최대 120 N까지 분포하며, 그중에서 특히 10 N급과 22 N급의 개발에 집중되어 있는 것으로 분석되었다. 비추력은 290 ~ 300초, 연료와 산화제의 혼합비는 1.

후속연구

또한, 본 논문에서 조사한 추력, 혼합비, 연소실 압력과 같은 성능규격 자료들을 현재 수행하고 있는 이원추진제 로켓엔진의 내부 열유동 해석에 대한 입력조건으로 활용하고 있다. 따라서, 본 논문의 개발동향 조사 자료를 관련 연구에 활용한다면 필요한 성능규격을 구체적으로 도출하거나 상세설계 및 성능해석을 수행하는데 유용한 정보를 제공할 수 있을 것으로 사료 된다.
이러한 상세 성능 조사결과를 토대로 향후 국내에서 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원 추진제 로켓엔진을 개발시 자세제어 추력기는 10 N 또는 20 N급, 원지점엔진은 400 N급을 우선순위로 고려하는 것이 적절할 것으로 판단된다. 또한, 본 논문에서 조사한 추력, 혼합비, 연소실 압력과 같은 성능규격 자료들을 현재 수행하고 있는 이원추진제 로켓엔진의 내부 열유동 해석에 대한 입력조건으로 활용하고 있다. 따라서, 본 논문의 개발동향 조사 자료를 관련 연구에 활용한다면 필요한 성능규격을 구체적으로 도출하거나 상세설계 및 성능해석을 수행하는데 유용한 정보를 제공할 수 있을 것으로 사료 된다.
이러한 상세 성능 조사결과를 토대로 향후 국내에서 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원 추진제 로켓엔진을 개발시 자세제어 추력기는 10 N 또는 20 N급, 원지점엔진은 400 N급을 우선순위로 고려하는 것이 적절할 것으로 판단된다. 또한, 본 논문에서 조사한 추력, 혼합비, 연소실 압력과 같은 성능규격 자료들을 현재 수행하고 있는 이원추진제 로켓엔진의 내부 열유동 해석에 대한 입력조건으로 활용하고 있다.
2012년에는 75톤급 첫 시험용 액체 엔진 시제품 조립을 마쳤으며 2015완공 예정인 전체 엔진 시험 설비에 시험을 할 예정이다. 최종 개발 완료되면 나로우주센터에서 발사를 목표로 하는 한국형발사체의 1,2단 엔진으로 사용될 예정이다[20,21].

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	인공위성 시스템은 크게 무엇으로 구성되어 있는가?	인공위성 시스템은 크게 우주공간에서 주어진 임무를 수행하는 위성체, 위성체를 임무궤도로 투입시켜주는 발사체, 위성과의 교신을 위한 지상국으로 구성된다. 이중에서 위성체는 다시 영상촬영이나 과학측정과 같은 주어진 특정 임무를 수행하는 탑재체와 탑재체가 제 기능을 할수 있도록 지원해주는 본체로 구분되며, 본체는 구조계, 열제어계, 추진계 등과 같이 특정 기능을 담당하는 여러 개의 부분체(subsystem)으로 구성된다[1].
	추진시스템은 추력을 발생하는 에너지원에 따라 어떻게 구분되는가?	또한 임무궤도에서는 펄스 모멘트를 발생시킴으로써 인공위성의 궤도경사각과 자세를 제어할 뿐만 아니라 항력에 의해 낮아진 고도를 보상하기 위한 속도 증분(△V)을 제공한다[2]. 이때, 추력을 발생하는 에너지원에 따라 연료와 산화제를 이용하는 화학 작용에 의한 화학식 시스템과 그 외에 전기, 핵에너지 및 태양에너지 등으로 추력을 발생시키는 비화학식 시스템으로 구분할 수 있다. 화학식 추진시스템은 냉가스 시스템(cold gas system), 단일추진시스템(monopropellant system), 이원추진시스템(bipropellant system), 이중모드 추진시스템(dual mode system), 고체로켓모터 시스템(solid rocket motor system) 등으로 분류된다.
	위성체에서 본체의 역할은 무엇인가?	인공위성 시스템은 크게 우주공간에서 주어진 임무를 수행하는 위성체, 위성체를 임무궤도로 투입시켜주는 발사체, 위성과의 교신을 위한 지상국으로 구성된다. 이중에서 위성체는 다시 영상촬영이나 과학측정과 같은 주어진 특정 임무를 수행하는 탑재체와 탑재체가 제 기능을 할수 있도록 지원해주는 본체로 구분되며, 본체는 구조계, 열제어계, 추진계 등과 같이 특정 기능을 담당하는 여러 개의 부분체(subsystem)으로 구성된다[1]. 이중에서 추진시스템은 인공위성이 발사체에서 분리된 후, 임무궤도에 도달할 때까지 발사체 분산(launch vehicle dispersion)과 궤도전이에 필요한 추력을 생성한다.

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상세보기
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표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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