발간 현황

홀추력기(Hall thruster)는 1960년대 구 소련과 미국에서 독자적으로 개발된 정전형 이온빔 장치이며, 1971년, 구 소련의 OKB Fakel에서 개발된 20 mN급 홀추력기 SPT-60이 Meteor 1-10 위성에 탑재되어 성공적으로 운용됨으로써 그 효용성이 검증되었다[1]. 홀추력기는 플라즈마를 발생시킴에 따라 생성되는 이온을 축방향 전기장을 따라 가속해 분출시켜 추력을 얻는 장치로 구동 원리를 요약하면 다음과 같다[2]. i) 방전채널 외부에 위치한 음극에서 전자를 방출하고, 방전이 일어나는 채널 내에 위치한 양극을 통해 연료가스를 분사한다. 방전채널 내 전자는 연료가스 중성입자와 충돌해 중성입자를 이온화시킨다. ii) 전자석 또는 영구자석으로부터 인가된 자기장에 의해 자화된 전자는 반경방향 자기장과 양극-음극 간의 축방향 전기장에 의해 방위각 방향으로 ExB 표류운동을 하게 된다. 전자의 표류운동에 의해 축방향으로의 플라즈마 전기전도도가 감소하며 축방향으로 급격한 전위차가 생성된다. iii) 이온은 축방향의 급격한 전위차에 의해 가속되어 방전채널 밖으로 분출되면서 추력이 발생된다.

홀추력기는 일반적으로 비추력이 1,500 s 이상으로 큰 편이고 소모전력 대비 추력이 50 mN/kW 이상이며 추력밀도가 높은 장점으로 인해 수요가 꾸준히 증가하였으며, 2010년대에 들어서는 전기추력기 중 가장 많이 사용된 전기추력기로 집계되었다[3]. 최근에는 전자기술과 광학기술의 발달로 인해 소형위성으로도 고부가 가치의 임무수행이 가능해져, 위성의 발사비용을 크게 절감할 수 있게 되었다. 발사비용 절감에 따라 활용가치가 매우 높은 위성 군집비행에 대한 민간기업의 진입장벽이 낮아져 해외에서는 SpaceX, Amazon, OneWeb 등 민간기업의 인공위성 활용사업 진출이 잇따르고 있다. 특히 12,000대의 250 kg급 위성을 통한 전세계 인터넷망 구축을 진행 중인 SpaceX의 Starlink 위성 각각에는 홀추력기가 탑재되어 운용되고 있다[4].

오늘날까지 국내에서는 홀추력기 연구가 대학 위주의 기초연구로 수행되었다[5,6]. 본 연구팀과 인공위성연구센터에서 공동개발한 10 mN, 200 W급 홀추력기가 2013년에 발사된 과학기술위성 3호에 탑재되어 성공적으로 운용된 바 있으며, 본 기술이 ㈜쎄트렉아이에 이전되어 Dubaisat-2와 Deimos-2 위성에 탑재되어 상용화되었다. 전기추력기를 활용하여 300 - 500 kg급 소형위성의 궤도유지 및 궤도조정을 수행하기 위해서는 보다 높은 추력이 필요하다. 본 연구에서는 300 - 500 kg급 소형위성의 궤도유지 및 궤도조정에 활용 가치가 높은 700 W급 홀추력기 랩모델을 개발하였다. 본 논문에서는 동급 홀추력기의 동향, 추력기 설계과정, 시험환경 및 측정된 홀추력기의 성능을 소개한다.

홀추력기 실험 장비의 전체적인 모식도는 Fig. 3과 같다. 실험 장치는 홀추력기, 진공시설, 양극과 음극에 제논 가스를 공급하는 연료공급부, 양극, 코일, 음극에 전원을 공급하는 전원공급부, 추력 진단계로 구성된다.

Fig. 3 
Functional diagram of Hall thruster experiment.

3.1 진공설비

전기추력기의 성능 및 이온빔 특성은 운전시 진공챔버 내의 압력에 영향을 받기 때문에 우주환경에서의 전기추력기를 모사하기 위해서는 높은 진공도를 갖춘 시설이 필요하다. 배경압력이 높아짐에 따라 홀추력기의 성능이 의도치 않게 높게 측정되었는데, 러시아 OKB Fakel의 홀추력기 SPT-140의 경우 방전조건에 따라 3×10^-5 Torr에서의 추력이 2×10^-6 Torr에서보다 3-7 % 높게 측정되었으며 2×10^-6 Torr 이하의 배경압력에서는 추력의 측정값에 변화가 일어나지 않았다[14]. 지상시험 중 2×10^-6 Torr의 배경압력을 유지할 수 있는 시설은 구축 비용이 매우 높기때문에 현실적으로 3×10^-5 Torr 이하의 배경압력을 추력 측정의 신뢰성을 갖는 범위로서 사용하고 있다[15].

본 연구에서는 지름 1.5 m, 길이 3 m의 원통형 스테인리스 스틸 진공챔버가 사용되었다(Fig. 4). 본 진공챔버에는 4대의 22인치 크라이오펌프가 설치되어 24,000 L/s의 제논 배기속도로 진공환경을 구현하였으다. 본 추력기의 운전범위에 속하는 제논가스 26 sccm 조건에서 배경압력은 1.5×10^-5 Torr로 유지됐으며, 본 환경에서의 추력 측정값은 SPT-140의 측정결과를 비추어 볼 때 우주환경 대비 2-6 % 높을 것으로 예상된다[14].

Fig. 4 
Vacuum facility in Gas Discharge Physics Lab at KAIST.

3.2 추력 진단계

본 연구에서는 추력 스탠드를 이용하여 추력을 진단하였다. 추력 스탠드의 작동 원리는 Fig. 5(a)에서 나타내었다. 추력 스탠드에 고정된 추력기에서 추력이 발생하면 스탠드가 이온빔 분사에 반대되는 방향으로 밀리고 자기 댐퍼에 의해 안정화된다. 레이저 빔이 스탠드에 설치한 거울로부터 반사되어 PSD(Position Sensitive Detector)에 들어오도록 하면 스탠드의 움직임을 측정할 수 있게 된다. Fig. 5(b)는 추력 측정의 한 예시다. 무게를 알고 있는 추를 이용해 캘리브레이션을 하고 추력을 발생시킴에 따른 신호변화를 측정해 발생한 추력을 가늠하게 된다. 본 연구에 활용된 추력 스탠드는 ±0.6 mN의 측정 오차를 가졌다.

Fig. 5 
(a) Diagram of a thrust stand. PSD denotes the position sensitive detector. (b) Example of a raw data during thrust measurement.

홀추력기의 방전이 개시됨에 따라 방전채널 내에서 강한 방출광이 관측되고 홀추력기 축을 따라 밝은 영역이 길게 형성된다. 개발된 홀추력기의 방전형상은 Fig. 6과 같다.

Fig. 6 
Hall thruster plasma at 300 V anode voltage and 2.16 mg/s Xe flow rate.

Fig. 7은 양극유량 증가에 따른 방전전력의 증가를 나타낸다. 통상적인 운전영역에서는 유량 증가에 따라 생성되는 이온과 전자의 밀도가 늘어나게 되며, 이에 따라 방전전력이 증가하고 추력이 증가하게 된다. 2.2 mg/s 이하의 유량을 공급한 경우에는 2.0 A의 전류를 인가한 조건에서 방전전력이 작았으며, 2.2 mg/s 이상의 조건에서는 2.4 A의 전류를 인가한 조건에서 방전전력이 더 낮게 측정되었다.

Fig. 7 
Anode flow rate versus discharge power at two different coil currents.

Fig. 8은 개발된 홀추력기의 추력(T), 통합비추력(I_sp,t), 양극효율(η_a)을 나타내며 통합비추력과 양극효율은 각각 Eq. 1과 Eq. 2를 통해 구하였다. ma˙와 mc˙는 각각 양극과 음극에 공급된 유량을, g는 중력가속도, P_d는 방전전력을 지칭하며 양극효율은 소모된 방전전력 중 추력을 발생하는데 사용된 에너지의 비율을 의미한다.

Fig. 8 
(a) Thrust, (b) total specific impulse, and (c) anode efficiency versus discharge power at two different coil currents.

방전전력 증가, 즉 양극유량이 증가함에 따라 추력이 증가하였다. 반면, 통합비추력과 양극효율은 코일전류에 따라 다른 경향을 보였다. 2.0 A의 경우 600 W를 넘어서며 통합비추력이 소폭 감소하였으며 양극효율은 방전전력이 큰폭으로 증가함에 따라 9 % 감소하였다. 2.4 A의 경우 방전전력 증가에 따라 통합비추력이 조금씩 증가하였으며, 양극효율은 50 %에서 변화가 거의 없는 것으로 확인되었다. 결과적으로 본 시험결과는 600 W 이상의 양극전력 조건에서 자기장이 10 % 높아지는 2.4 A의 코일전류를 사용함이 적합함을 나타낸다.

본 연구에서는 700 W급 홀추력기 랩모델을 개발하였다. 양극전력 630 W, 양극전압 300 V를 설계치로 선정하였으며, 1 kW 이하 추력기의 스케일링 방정식을 기반으로 방전채널의 규격을 선정하였다. 자기장은 방전채널 내에서 중심선을 기준으로 대칭성을 가지고 반경방향 자기장이 방전채널 출구면 바깥에서 최대가 되도록 설계되었다. 홀추력기 방전시험은 2.0×10^-5 Torr 이하의 진공 환경에서 수행되었으며, ±0.6 mN의 정밀도를 갖는 추력 스탠드를 이용하여 추력을 측정하였다.

양극유량을 변화시켜 방전전력을 조절하였으며, 두 가지 코일전류 조건을 비교하여 양극전력 영역에 따른 개발된 홀추력기 랩모델의 적정 자기장을 선정하였다. 2.0 A 조건의 경우, 양극유량 2.16 mg/s 조건에서 방전전력 516 W, 추력 34 mN, 통합비추력 1,480 s, 양극효율 52 %의 최적성능을 보였다. 반면, 자기장이 10 % 증가한 2.4 A 조건의 경우, 방전전력 618 W, 추력 38 mN, 통합비추력 1,540 s, 양극효율 50 %에서 최적성능을 보였다. 결과적으로, 본 시험결과는 방전전력 600 W 이하에서는 2.0 A의 코일전류를, 600 W 이상에서는 2.4 A의 코일전류를 사용하는 것이 적절함을 의미한다. 개발된 700 W급 홀추력기의 성능은 러시아 OKB Fakel의 SPT-70의 성능을 소폭 상회하였으며, 미국 Busek의 BHT-600과 프랑스 Safran의 PPS-X00의 성능에 조금 못 미치는 결과를 보여 초기 모델로서 준수한 성능을 보였다.