Development Trend of Cold Gas Propulsion System of a Simulator for Maneuvering and Attitude Control Design Verification of Spacecraft

Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers

Vol. 19, No. 1, pp. 87-97, 2015 87

1. 서 론

반세기 전 최초의 인공위성이 발사에 성공한 Technical Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2015.19.1.087

우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증을 위한 시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개발 동향

김재훈

․ 이균호

․ 홍성경

․ 김해동

Development Trend of Cold Gas Propulsion System of a Simulator for Maneuvering and Attitude Control

Design Verification of Spacecraft

Jae-Hoon Kim

․ Kyun Ho Lee

․ Sung Kyung Hong

․ Hae-Dong Kim

a

Department of Aerospace Engineering, Sejong University, Korea

b

IT Convergence Technology Team, Korea Aerospace Research Institute, Korea

*

Corresponding author. E-mail: [email protected]

ABSTRACT

In general, such ground based methods are utilized to validate maneuvering and attitude control logics of a spacecraft by a simulation with a flight software at a design phase and a integrated function test with actual hardwares at a system level. Recently, varification researches using operating simulators are getting increase using compact and precise components under a ground condition. The present paper investigates and summarized the development trend of cold gas propulsion systems for the spacecraft simulators and their major performance characteristics to derive fundamental data which are necessary for a conceptual design of the simulator.

초 록

지상 조건에서 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위한 일반적인 방법으로는 우주비행 체 설계단계에서 비행 소프트웨어를 이용한 시뮬레이션과 우주비행체 조립 후 시스템 수준에서의 통합 기능시험이 있다. 최근에는 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용함으로써 지상에서도 시뮬레이터의 구동 을 통해 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세다. 본 연구 에서는 우주비행체 시뮬레이터의 개념설계 수행시 필요한 기초 데이터를 도출하기 위해 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템에 대한 연구개발 동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

Key Words: Spacecraft(우주비행체), Ground Simulator(지상 시뮬레이터), Thruster(추력기), Cold Gas Propulsion System(냉가스 추진시스템)

Received 18 July 2014 / Revised 25 September 2014 / Accepted 30 September 2014 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548

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이래로 수십 년에 걸쳐 약 5,000여개 이상의 우 주비행체들이 우주공간에서 임무를 수행하였다.

근래 과학기술의 발전을 바탕으로 다양한 임무 를 가진 우주비행체들이 개발되면서 무중력 우 주환경에서 비행체들의 기동과 자세제어 요구조 건들이 점점 복잡해짐과 동시에 높은 정밀도를 필요로 하는 추세이다. 일례로, 지구 주위 궤도 에 수명을 다한 인공위성과 같은 우주비행체들 의 잔해들이 점차 쌓이면서 정상적으로 작동하 는 위성체에 물리적인 손상을 끼칠 수 있다는 점이 새로운 위협으로 대두되고 있다. 따라서, 우주비행체를 개발할 수 있는 우주 선진국들을 중심으로 우주파편 제거시스템에 대한 연구에 대한 관심이 증가하고 있으며, 이를 구현하기 위 한 일환으로 우주 쓰레기 제거용 우주비행체 개 발에 대한 연구가 진행 중이다[1,2]. 이러한 우주 파편 제거시스템의 핵심 기술로서 랑데부, 근접 운용, 도킹 및 캡처 등과 같은 다양한 기동과 자 세제어 로직의 설계와 구현이 필요하다. 하지만, 기존에 사용하는 비행 소프트웨어를 이용한 시 뮬레이션과 우주비행체 조립 후 시스템 수준에 서의 통합기능시험으로는 제어로직의 개념을 구 현하여 검증하는데 한계가 있다.

최근에는 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용 하여 지상에서도 시뮬레이터의 구현이 가능해졌 으며, 직접 시뮬레이터를 구동함으로써 우주비행 체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세다[3]. 이렇게 지상에서 무중력 환경조건을 모사하여 시뮬레이터를 이용 할 경우, 우주비행체의 기동과 자세제어 로직의 결과를 직접 확인할 수 있기 때문에 비교적 낮 은 비용으로도 다양한 검증을 수행할 수 있다는 장점이 존재한다. 최근에는 국내에서도 우주파편 제거시스템 뿐만 아니라 고기동 관측위성에 대 한 필요성이 증가하고 있으므로 우주비행체 시 뮬레이터의 개발과 활용을 통한 연구가 시도될 것으로 사료된다. 일반적으로 우주비행체 지상 시뮬레이터는 위치 및 자세정보를 획득하고 이 를 실시간으로 처리하는 제어계측부와 이 데이 터에 따라 시뮬레이터를 이동시키고 자세를 제 어해주는 구동부 및 각종 부품들을 장착하기 위

한 구조부로 구성된다. 이때, 최대한 실제 우주 비행체의 거동을 유사하게 모사하기 위해 구동 부의 핵심장치로서 반작용 휠과 추진시스템이 함께 적용된다. 특히 추진시스템의 경우 정밀한 제어, 인체에 대한 안전성 및 취급의 용이성 등 을 고려해 일반적으로 냉가스 추진시스템이 사 용되고 있다[3]. 따라서, 본 논문에서는 현재까지 개발된 우주비행체 시뮬레이터의 기동 및 자세 제어 검증을 위해 사용되는 냉가스 추진시스템 에 대한 적용사례 및 주요 성능규격을 조사함으 로써 우주비행체 시뮬레이터의 개념설계 수행시 필요한 기초 데이터를 도출하고자 하였다.

2. 냉가스 추진시스템 개요

냉가스 추진시스템은 일반적으로 헬륨이나 질 소와 같은 비활성 기체를 고압 상태로 탱크에 저장한 후, 가스를 추력기에 공급함으로써 추력 을 얻는다. 추력기에서 분사되는 가스의 운동에 너지는 탱크의 압력에 의해서만 결정되며, 추력 이 매우 작아 0.05 N 수준까지의 정교한 제어가 가능하다[4]. 또한 시스템 구성이 단순하여 제작 이 쉬우며, 신뢰도가 높고 정밀한 펄스추력을 반 복해서 발생시킬 수 있다는 장점이 있다. 또한 추진제로 사용되는 가스가 인체에 무해하므로, 지상환경에서 시뮬레이터의 기동 및 자세제어용 추진시스템으로 선호되고 있다.

Fig. 1 Schematic of cold gas propulsion system[5].

제19권 제1호 2015. 2. 우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증을 위한

시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개발 동향 89

Fig. 2 Schematic and configuration of cold gas thruster[5].

반면에 비추력과 추력이 낮아 궤도조정과 같 이 큰 추력이 필요한 임무에는 부적합하고, 모든 임무 수행을 위해서는 상대적으로 무게가 커진 다는 단점이 있다[5]. 냉가스 추진시스템은 크게 추력을 발생시키는 구동부와 추력기의 제어와 시스템의 상태를 측정하는 제어부로 구성된다.

구동부에는 고압의 가스를 저장하는 탱크와 가 스를 조절하는 밸브, 추력기, 배관, 추력을 만드 는데 쓰이는 추진제 가스 등으로 구성되며, 제어 부는 추력기와 밸브를 조절하고 구동하며 시스 템의 상태 확인을 위한 Unit과 케이블로 구성되 어 있다. 냉가스 추진시스템의 개략도와 추력기 형상을 Fig. 1과 Fig. 2에 제시하였다[5].

냉가스 추진시스템은 1960년대 개발된 대부분 의 위성의 자세제어용으로 사용되었으며, NASA 에서 개발한 우주인의 유영장치인 MMU(Manned Maneuvering Unit)에도 적용되고 있다. 국내의 경우 최근에는 나로호(KSLV-I) 상단부의 롤, 피 치, 요 자세제어용으로 사용되었다. 냉가스 추진 시스템이 나로호 상단부에 실제 적용된 사례를 Fig. 3에 제시하였다[6].

Fig. 3 KSLV-I upper stage reaction control system[6].

3. 기동 및 자세제어 설계 검증용 시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개발 동향

기존에 개발된 우주비행체의 기동 및 자세제 어 설계 검증용 시뮬레이터 적용사례를 조사한 결과, 미국의 항공우주관련 연구 기관과 학교뿐 만 아니라 유럽 및 중국 등 우주 개발 선진국에 서 다양한 분야에 활용하고 있는 것으로 조사되 었다. 본 논문에서는 비교적 자료가 자세히 공개 된 미국의 조지아공과대학교(Georgia Tech.), 매 사추세츠공과대학교(MIT), 미국해군대학원(Naval Postgraduate School)과 중국의 하얼빈이공대학 (Harbin Tech.)의 시뮬레이터를 중점적으로 조사 하였으며, 그 밖에 국내에서 적용한 사례도 소개 하고자 한다.

3.1 조지아공과대학교

미국 조지아공과대학교에서 개발한 우주비행

체 시뮬레이터 IACS(Integrated Attitude Cont-

rol System)는 지상의 고정된 플랫폼 위에서 질

소 가스를 이용해 3자유도를 가지는 자세 제어

Fig. 4 Configuration of IACS[7].

Fig. 5 Schematic of thruster reaction control system of IACS[7].

를 수행한다. 시뮬레이터는 내장 컴퓨터와 측정 센서, 자이로, 냉가스 추진시스템, 배터리 등으로 구성되어 있다. IACS의 냉가스 추진시스템은 고 압의 질소 가스를 저장하는 2개의 탱크, 일정한 압력을 공급하는 조절기, 8개의 추력기 등으로 구성되어 있다. 지상의 고정된 플랫폼 위에서 작 동하는 IACS의 형상은 Fig. 4와 같다[7]. IACS의 냉가스 추진시스템 개략도인 Fig. 5에서 알 수 있듯이 시뮬레이터는 4개의 추력기가 x, y축에 대한 롤(roll) 및 피치(pitch) 방향으로 반작용 토 크를 만들며 나머지 4개의 추력기가 z축에 대한 요(yaw) 방향의 반작용 토크를 만든다. 각각의 추력기는 솔레노이드 밸브, 압력 조절 밸브, 노 즐 그리고 압력 측정기와 함께 모듈로 구성되어 있다.

Parameter Value Total Weight (Max.) 295 lbs

Propellant Gas N 

Storage Volume 225 in ^ Storage Pressure 2000 psi

Thrust (Max.) 5 lbf X-axis Torque (Max.) 2.36 Nm Y-axis Torque (Max.) 2.36 Nm Z-axis Torque (Max.) 4.71 Nm Table 1. Major characteristics of IACS[7].

Fig. 6 5 lbf thruster module of IACS[7].

솔레노이드 밸브는 전기 신호로 추력기의 개 폐를 제어할 수 있다. 또한, 시뮬레이터는 2개의 가스 저장 탱크를 가지며, 탱크 1개의 부피는 225 in³이다. IACS 냉가스 추진시스템의 주요 성 능 특성을 Table 1에 정리하였다[7]. Fig. 6은 추 력기와 솔레노이드 밸브로 구성된 IACS의 냉가 스 추력기 모듈 형상이다. 하나의 추력기가 낼 수 있는 최대 추력은 5 lbf이며, 무게는 5.5 온스 이다.

한편, 좀 더 다양한 기동과 자세제어 로직을

검증하기 위해 하단부에 Floating 모듈을 추가함

으로써 5자유도의 기동을 구현한 SSARD(Space

Simulator for Autonomous Rendezvous and

Docking)를 후속으로 개발하였다. SSARD는 무

마찰 환경을 모사하기 위해 기존의 IACS 하단부

에 공기베어링을 탑재한 Floating 모듈을 추가하

였으며, Fig. 6의 5 lbf 추력기 4개를 더 장착

제19권 제1호 2015. 2. 우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증을 위한

시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개발 동향 91

Fig. 7 Configuration of SSARD[8].

Fig. 8 Location and vector direction of thruster module[8].

하여 총 12개의 추력기로 자세를 제어하였다. 무 마찰 환경을 고려한 SSARD의 하단부인 Floating 모듈과 상단부를 조립한 전체적인 형상 은 Fig. 7과 같다[8]. 또한, 5자유도 제어를 위한 SSARD의 추력기 배치와 추력 벡터의 방향은 Fig. 8과 같다.

3.2 매사추세츠공과대학교

SPHERES(Synchronized Position Hold Enga- ge and Reorient Experimental Satellites)는 미국

FIg. 9 Actual shape and shell removed configuration of SPHERES[9].

매사추세츠공과대학교(MIT)에서 개발된 6자유도 를 가지는 우주비행체로 무중력 환경을 모사한 KC-135나 국제우주정거장(ISS)에서 다양한 실험 을 수행하였다. SPHERES의 실제 형상과 내부 구조는 Fig. 9와 같다[9].

SPHERES의 냉가스 추진시스템은 22°C에서 860.3 psi의 압력으로 CO

가스를 저장하는 1개 의 탱크, 일정한 압력으로 노즐에 가스를 공급하 는 조절기, 기동과 자세 제어를 위한 12개의 추 력기 등으로 구성되어 있다. 가스는 조절기와 콘 덴서를 통과하면서 탱크의 압력보다 낮아진 상 태로 노즐에 공급된다. 냉가스 추진시스템의 개 략도를 Fig. 10에 제시하였다. SPHERES의 크기 는 배구공 정도로 무게는 약 3.84 kg이다. 각각 의 추력기는 CO

가스를 배출함으로써 최대 0.2 N의 추력을 낼 수 있으며 6자유도 제어가 가능 하도록 배치되어 있다.

SPHERES 냉가스 추진시스템의 주요 파라미터

를 Table 2에 정리하였다.

Fig. 10 Pressure system schematic of SPHERES[9].

Parameter Value

Mass 3.84 kg

Propellant Gas CO _ Propellant Mass 172.4 g Storage Pressure 860.3 psi

Thrust 0.2 N

Table 2. Major characteristics of SPHERES[9].

SPHERES의 기동과 자세제어 로직을 지상 환 경에서 검증하기 위해 공기베어링을 이용한 별 도의 무중력 환경 모사장치를 제작하여 Fig. 11 과 같이 SPHERES에 장착하였다. 이를 통해 지 상에서 5자유도의 거동을 구현하였다.

3.3 미국해군대학원

미국해군대학원(Naval Postgraduate School, NPS)는 우주비행체 시뮬레이터 연구를 진행하면 서 시뮬레이터를 3세대까지 개선하였다. Fig. 12 에 왼쪽부터 차례대로 1세대, 2세대, 3세대 시뮬 레이터의 형상을 제시하였다. 1세대 시뮬레이터 인 AUDASS II는 8개의 추력기가 기동 및 자세 제어를 담당하며 저장 가스로 공기 또는 질소를 사용한다. 시뮬레이터의 크기는 길이와 폭이 각 각 0.4 m, 높이가 0.85 m이며 총 무게는 약 63 kg이다. AUDASS II 냉가스 추진시스템의 주요 파라미터는 Table 3과 같다[10].

Fig. 11 Floating fixtures of SPHERES[9].

Fig. 12 Generations of spacecraft simulators[10].

Fig. 13 A Schematic of AUDASS II propulsion system[10].

Fig. 13의 추진시스템 구성도에서 볼 수 있듯

이 AUDASS II는 추진시스템과 무중력 환경조건

모사를 위한 Floating 시스템이 모두 1개의 가스

저장탱크를 공통으로 사용한다. AUDASS II의

추진/Floating 시스템 모듈 형상은 Fig. 14와 같다.

제19권 제1호 2015. 2. 우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증을 위한

시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개발 동향 93

Parameter Value

Mass 63 kg

Propellant Gas Air or N₂ Storage Volume 0.72 m³ Storage Pressure 0.35 MPa Operating Pressure 0.35 MPa Thrust of Each Thrusters 0.45 N

Continuous Operation 20 - 40 min Table 3. Major performance parameters of AUDASS

II[11].

Fig. 14 AUDASS II floatation/propulsion module[12].

또한 AUDASS II의 추력기 성능을 확인하기 위해 Table 4와 같이 추진제 가스의 작동 압력 과 추력간의 상관관계를 실험을 통해 검증하였 다.

다음으로 NPS의 2세대 시뮬레이터인 AM- PHIS(Autonomous Multiagent Physically Inter- acting Spacecraft)는 1세대 시뮬레이터의 무게를 개선하고, 층별로 각각 3개의 모듈을 구성하여 조립하였다. 2세대 시뮬레이터의 총 무게는 23.95 kg이며 길이와 폭이 각각 0.3 m, 높이가 0.69 m이다. 2세대 시뮬레이터 냉가스 추진시스 템의 주요 파라미터는 Table 5와 같다[13].

AMPHIS의 추진시스템은 추진제로서 압축 공 기를 사용하며, 2개의 가스 저장 탱크와 방향 조 정이 가능한 2개의 추력기 등으로 구성되어 있다.

구체적인 추진시스템의 형상은 Fig. 15와 같다.

Operating Pressure Thrust Output 20 psi 0.18 N 30 psi 0.31 N 40 psi 0.44 N 50 psi 0.58 N 60 psi 0.85 N 70 psi 0.89 N 80 psi 0.98 N 100 psi 1.25 N Table 4. Experimental data of thrust output for

various operating pressures[12].

Parameter Value

Mass 23.95 kg

Propellant Gas Air Equivalent Storage

Capacity @ 21 MPa 0.002 m³ Operating Pressure 0.35 MPa Thrust (x2) 0.159 N Specific Impulse 34.3 s

Total ΔV 31.1 m/s Cont. Operation

(No Thrust Factored) 75 min Table 5. Major performance parameters of AMPHIS

[13].

Fig. 15 AMPHIS propulsion system module layout[14].

3.4 하얼빈이공대학

5DOFASS(The Five Degrees of Freedom Air-bearing Spacecraft Simulator)는 중국의 하 얼빈이공대학(Harbin Tech.)에서 개발한 시뮬레 이터이다. Fig. 16과 같이 상단부 플랫폼은 우주 비행체의 기동 및 자세 제어를 모사하며, 하단부 플랫폼은 우주 환경조건을 모사하도록 구성되어 있다.

시뮬레이터의 총 무게는 105 kg으로 상단부 플랫폼의 무게가 65 kg이다. 상단부 플랫폼의 추 진시스템은 총 2개의 가스 탱크에 각 10 MPa의 압축 공기를 저장하며, 가스는 두 단계의 압력 조절기를 거쳐 총 12개의 추력기에 공급된다.

5DOFASS의 중요 파라미터는 Table 6과 같다 [15].

Fig. 16 Configuration of 5DOFASS simulator[15].

Parameter Value

Total Mass (Attitude Platform Mass)

105 kg (65 kg)

Propellant Gas Compressed Air

Storage Pressure 10 MPa Table 6. Major performance parameters of 5DOFASS

[15].

Harbin Tech.는 추력기의 지름과 추력기에 공 급되는 가스의 압력에 따라 추력, 질량 유량, 작 동 시간을 실험하여 측정하였다. Table 7의 실험 데이터를 통해 추력과 질량유량은 추력기의 내 부직경과 추력기로 공급되는 가스의 압력이 증 가할수록 커지는 반면에 작동 시간은 질량유량 이 증가하기 때문에 단축되는 것을 확인하였다.

3.5 연세대학교

국내에서도 우주비행체 자세제어 설계검증을 위한 시뮬레이터 연구가 진행되고 있다. 연세대 학교에서 개발한 HILS(Hardware-In-the-Loop Simulator)는 3자유도를 가지는 편대 비행을 위 한 우주비행체 실시간 제어 시뮬레이터이다[16].

시뮬레이터의 무게는 총 67 kg이며 추진시스템 의 무게는 10.5 kg이다. 질소 가스를 추진제로 사용하며, 1개의 가스 저장 탱크와 8개의 추력기 로 자세제어를 수행한다. 요 축에 대하여 360도 회전이 가능하고 롤, 피치 축에 대하여 30도 회 전이 가능하다. HILS의 형상과 추진시스템의 주 요 성능을 Fig. 17과 Table 8에 제시하였다.

Dia.

(mm)

Pressure (MPa)

Thrust (mN)

Flow (g/s)

Operating time (min)

0.5

0.35 55.6 0.115 42.5 0.40 67.1 0.135 36.2 0.45 78.5 0.149 32.8 0.50 90.2 0.165 29.7 0.55 106.7 0.189 25.9 0.60 115.6 0.221 22.1

0.6

0.35 84.7 0.159 30.5 0.40 102.5 0.181 26.7 0.45 118.5 0.226 21.4 0.50 135.6 0.247 19.6 0.55 149.6 0.284 17.0 0.60 163.7 0.319 15.2

0.8

0.35 94.0 0.203 24.1

0.40 118.9 0.237 20.6

0.45 142.1 0.271 18.0

0.50 166.5 0.316 15.4

0.55 181.9 0.342 14.3

0.60 203.3 0.383 12.7

Table 7. Experimental data of thrusters[15].

제19권 제1호 2015. 2. 우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증을 위한

시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개발 동향 95

Fig. 17 Configuration of HILS[16].

Parameter Value

Mass 67 kg

Propellant Gas N₂ Storage Pressure 10 MPa Operating Pressure 0.49 MPa Table 8. Major performance parameters of HILS[16].

4. 결 론

본 논문에서는 우주비행체 시뮬레이터의 개념 설계 수행시 필요한 기초 데이터를 도출하고자 우주비행체의 기동 및 자세제어 검증용으로 현 재까지 개발된 대표적인 지상 시뮬레이터의 추 진시스템에 대한 적용사례 및 주요 성능규격을 조사하였다. 조사 결과, 본 논문에서 소개한 5개 연구기관의 사례뿐만 아니라 추진시스템을 채택 한 모든 시뮬레이터들은 낮은 비용, 제작의 용이 성, 간단한 구성의 용이성 및 인체에 대한 안전 성과 정밀한 제어 등을 장점으로 가지는 냉가스 추진시스템을 사용하는 것으로 확인되었다. 각 시뮬레이터에 채택된 냉가스 추진시스템 성능에 대한 특징을 분석해 본 결과,

- 조지아공과대학교에서는 동일한 냉가스 시스 템을 3자유도인 IACS와 5자유도 SSARD에 공 통적으로 적용함으로써, 설계를 공유하였다.

다른 시뮬레이터들에 비해 중량이 무겁기 때 문에 신속한 기동과 자세제어를 위해 5 lbf의 큰 추력을 낼 수 있는 추력기를 사용하였으나, 자세제어의 정밀도는 상대적으로 낮을 것으로 분석되었다. 또한, 모듈화된 추력기와 밸브 조 립체를 사용함으로써 한정된 공간에서 12개 추력기들의 배치를 최적화할 수 있었다. 그 결 과 다양한 병진운동 및 회전운동을 동시에 모 사할 수 있다는 장점이 있다.

- 매사추세츠공과대학교에서는 실제 국제우주정 거장(ISS)의 무중력 환경 하에서 6자유도로 거 동할 수 있도록 12개 노즐로 구성된 0.2 N의 저추력 냉가스 시스템을 채택함으로써 SPHE- RE가 복잡한 ISS 내부공간 안에서도 정밀한 기동과 자세제어가 가능하도록 구현하였다. 이 때 다른 시뮬레이터들과 달리 CO

를 추진제 가스로 사용함으로써 환경제어생명유지시스템 (ECLSS)을 통해 수소와 결합시킴으로써 물을 재생하는데 활용될 것으로 사료된다.

- 미국해군대학원에서는 3자유도의 기동을 모사 하기 위해 다양한 종류의 소형 시뮬레이터들 을 개발하였다. 평면상에서의 병진운동과 이에 수직한 방향으로의 회전운동만 모사할 수 있 도록 노즐 8개로 구성된 0.45 N의 냉가스 추 력기를 채택하였다. 또한, 추진시스템용으로 별도의 추진제 가스와 탱크를 장착하지 않은 대신에 무중력 환경 모사에 필요한 Floating 시스템과 이를 공유함으로써, 전체 시뮬레이터 의 소형화 및 경량화를 구현하였다.

- 하얼빈이공대학은 조지아공과대학교과 유사한 방식의 5자유도 시뮬레이터를 개발하였으며, 총 12개의 냉가스 추력기를 장착하였다. 시뮬 레이터의 중량이 조지아공과대학교보다 절반 이상으로 감소되었기 때문에 필요한 추력 수 준도 0.2 N 이하로 낮아졌으며, 그 결과 정밀 제어가 가능할 것으로 분석된다.

- 연세대학교에서는 3자유도 시뮬레이터의 자세

제어를 위해 8개의 냉가스 추력기를 채택하였다.

본 논문의 조사 결과, 냉가스 추진시스템은 지 상환경에서 시뮬레이터의 기동과 자세제어 로직 을 검증하기 위해 우주비행체의 거동을 구현하 는 핵심 부품이므로 향후 국내에서도 우주비행 체 지상검증 시뮬레이터를 본격적으로 활용할 경우 필수적으로 개발이 필요하다고 할 수 있다.

따라서, 본 논문의 냉가스 추진시스템 개발동향 분석결과를 활용한다면 냉가스 추진시스템의 성 능규격을 구체적으로 도출하고 설계를 수행하는 데 유용할 것으로 사료된다.

후 기

본 연구는 기초기술연구회 ‘NAP 우주물체 전 자광학 감시체계 기술개발’의 협동연구과제(우주 파편 충돌위험 종합관리시스템 개발 및 우주파 편 제거시스템 연구)와 미래창조과학부 한국연구 재단의 우주핵심기술개발사업의 일환으로 수행 되었습니다.(NRF-2013M1A3A3A02042426)

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