Conceptual Design of Cold Gas Propulsion System of a Ground Simulator for Maneuver and Attitude Control Design Verification of Spacecraft

1. 서 론

1957년에 세계 최초의 인공위성 Sputnik가 발 Technical Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2015.19.1.098

우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증을 위한 지상 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템의 개념설계

김재훈 ^a ․ 이균호 ^{a, *} ․ 홍성경 ^a ․ 김해동 ^b

Conceptual Design of Cold Gas Propulsion System of a Ground Simulator for Maneuver and Attitude

Control Design Verification of Spacecraft

Jae-Hoon Kim ^a ․ Kyun Ho Lee ^{a, *} ․ Sung Kyung Hong ^a ․ Hae-Dong Kim ^b

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

Recently, a validation research of maneuvering and attitude control logics of a spacecraft under a ground condition is getting increase by using operating simulators with compact and precise components. For that, a cold gas propulsion system is generally used for maneuvering and attitude control of spacecraft ground simulators for its simplicity and a high reliability. In the present study, major design parameters of a cold gas propulsion system are derived to meet mission requirements based on conceptual design results of a simulator. And additionally, commercial components with proper specifications are selected for system assembly.

초 록

최근에 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위해 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용 하여 지상에서 시뮬레이터의 구동을 통해 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세이다. 지상 환경 에서 우주비행체 시뮬레이터의 기동 및 자세제어를 위해 일반적으로 구성이 간단하고 신뢰도가 높은 냉가스 추진시스템이 사용된다. 본 연구에서는 우주비행체 지상시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개 념설계 결과로서 임무 요구조건에 부합하는 주요 설계 파라미터를 도출하였으며, 전체 시스템 구성 을 위한 적절한 사양의 상용부품을 선정하였다.

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

Received 15 October 2014 / Revised 13 January 2015 / Accepted 18 January 2015 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548

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사에 성공한 이래로 수십 년에 걸쳐 약 5,000여 개 이상의 우주비행체들이 우주공간에서 임무를 수행하였다. 과학기술의 발전으로 다양한 임무를 가진 우주비행체들이 개발되면서 무중력 우주환 경에서 비행체들의 기동과 자세제어 요구조건들 이 복잡해지고 높은 정밀도를 필요로 하는 추세 이다. 일례로, 근래에 주목을 받고 있는 우주파 편 제거시스템의 경우 핵심 기술로서 랑데부, 근 접운용, 도킹 및 캡처 등과 같은 다양한 기동과 자세제어 로직의 설계와 구현이 필요하다. 하지 만, 기존에 사용하는 비행 소프트웨어를 이용한 시뮬레이션과 우주비행체 조립 후 시스템 수준 에서의 통합기능시험으로는 제어로직의 개념을 구현하여 검증하는데 한계가 존재한다.

이를 보완하기 위해 최근에는 소형화 및 정밀 화된 부품들을 사용해 지상에서 시뮬레이터를 구동함으로써 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가 활발하게 진행되고 있 다[1,2]. 이렇게 지상에서 무중력 환경조건을 모 사하여 시뮬레이터를 이용할 경우, 우주비행체의 기동과 자세제어 로직의 결과를 직접 확인할 수 있기 때문에 비교적 낮은 비용으로도 다양한 검 증을 수행할 수 있다는 장점이 존재한다. 또한 고기동 관측위성에 대한 필요성이 증가하고 있 으므로 우주비행체 시뮬레이터의 개발과 활용을 통해 연구결과를 가시적으로 확보할 수 있을 것 으로 사료된다[3].

본 논문에서는 지상 환경에서 우주비행체 기 동 및 자세제어 설계 검증을 위한 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템의 개념설계 연구에 대해 기 술하였다. 그 결과로서 임무 요구조건에 부합하 는 주요 설계 파라미터를 도출하였으며, 전체 시 스템 구성을 위한 적절한 사양의 상용부품을 선 정하였다.

2. 냉가스 추진시스템 개요

냉가스(cold gas) 추진시스템은 일반적으로 헬 륨이나 질소와 같은 불활성 기체를 고압 상태로 탱크에 저장한 후, 가스를 추력기에 공급함으로

써 추력을 얻는다. 추력기에서 분사되는 가스의 운동에너지는 탱크의 압력에 의해서만 결정되며, 최소 추력이 0.05 N 수준으로 매우 작아 정교한 제어가 가능하다[4-6]. 또한 시스템 구성이 단순 하여 제작이 쉬우며, 신뢰도가 높고 정밀한 펄스 추력을 반복해서 발생시키는 장점이 있다. 또한 추진제로 사용되는 가스가 인체에 무해하므로, 지상 환경에서 시뮬레이터의 기동 및 자세제어 용 추진시스템으로 선호되고 있다. 반면에 비추 력과 추력이 낮아 궤도조정과 같이 큰 추력이 필요한 임무 수행을 하기에는 상대적으로 무게 가 증가하는 단점이 있다[4-6].

냉가스 추진시스템은 추력을 만드는데 쓰이는 추진제(냉가스)와 고압의 냉가스를 저장하는 탱 크와 가스의 공급량을 조절하는 솔레노이드 밸 브, 추력기 노즐, 배관 등으로 구성된다[4-6]. 일 반적인 냉가스 추진시스템의 개략도와 추력기 형상을 Fig. 1에 제시하였다[4-6]. 냉가스 추진시 스템은 1960년대 개발된 대부분의 위성의 추진 시스템으로 사용되었으며, 국내에서는 Fig. 2와 같이 나로호(KSLV-I) 상단부의 롤, 피치, 요 자 세제어용 반작용 제어시스템으로 적용된 사례가 있다[7,8].

Fig. 1 Schematic of cold gas propulsion system[4-6].

Fig. 2 KSLV-I upper stage reaction control[7,8].

3. 냉가스 추진시스템의 개념설계

3.1 냉가스 추력기 노즐 개념 설계

지상시뮬레이터용 냉가스 추진시스템 추력기 노즐의 개념설계를 위해 다음과 같은 열역학적 가정을 적용하였다[5-7].

- 노즐을 통과하는 가스는 1차원이다.

- 추진제 가스는 노즐에서 성질이 일정하다.

- 추진제 가스는 비열비가 일정한 이상 기체다.

- 노즐과 가스 사이에 마찰이 없다.

- 유량의 흐름은 단열적이다.

- 추진제 가스의 흐름은 정적이며, 일정하다.

- 기체가 노즐을 통과하는 부분에서는 온도, 압 력, 밀도, 속도가 일정하다.

- 기체의 응축 효과는 무시한다.

Fig. 3 Major parameters of thruster nozzle[7].

노즐에 대한 기본 방정식은 정상 상태의 유량 에너지 방정식, 이상 기체 상태 방정식, 연속 방 정식 등엔트로피 유량 조건에 기본을 둔다. Fig.

3과 같이 추진제 탱크에 고압으로 압축된 추진 제 가스가 노즐을 통과하면서 팽창하는 동안 운 동에너지로 변환하여 고속으로 노즐 출구(nozzle exit)로부터 분출됨으로써 그 반작용에 의해 추 력이 발생된다. 이때 추력 는 가스 질량 유량

 , 노즐 출구 면적 _, 노즐 출구에서의 가스 속도 , 노즐 출구에서의 가스 압력 _{, 추력기} 주위의 외기 압력 _의 함수로서 Eq. 1 및 2와 같이 정의되며, 노즐 목(nozzle throat)을 통과할 때의 추진제 가스 질량 유량에 비례한다[5-7].

 _ _^__ (1)

   _

___

(2)

본 연구에서는 최대 추력을 얻기 위해서 추진 제 가스가 노즐 출구에서 노즐 외기 압력과 일 치할 때까지 팽창하는 것으로 가정하였다. 추력 기의 성능을 나타내는 파라미터인 비추력 (specific impulse)은 추진제의 무게 당 추력의 크기를 의미한다. 한편, Eq. 3과 같이 노즐 목과 노즐 출구 면적의 비인 팽창비를 계산함으로써, 결과적으로 출구 면적도 추정할 수 있다[5-7].

  _

_

 _

 









  

_^



 

(3)

Requirement Value Simulator Mass Max. 80 kg

Simulator Size 50 cm × 50 cm × 50 cm Propellant Gas Inert Gas

Max. Thruster

Operation Time Min. 20 min.

No. of Thruster 12 EA Thrust Level Min. 0.5 N

Table 1. Allocated Requirements of Simulator.

이러한 공식들을 바탕으로 지상 시뮬레이터 요구 조건을 만족할 수 있는 추력기 노즐의 설 계규격을 도출하였으며, 이때 본 연구에서 설정 된 시뮬레이터의 요구 조건은 Table 1과 같다.

시뮬레이터의 총 예상 질량은 80 kg으로 가정했 으며, 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw) 3축으로의 기동과 자세제어를 위해 각 축 방향으로 4개씩 총 12개의 추력기가 필요할 것으로 요구되었다.

또한 안전성을 고려해 지상 환경에서 인체에 무 해한 불활성 기체를 추진제 가스로 선정했다. 그 밖에 최소 0.5 N이상의 추력을 연속적으로 발생 하는 정상상태(steady state)가 최소 20분 이상 지속될 수 있도록 할당되었다.

Table 1의 요구조건을 만족하는 냉가스 추력 기의 노즐을 설계하기 위해 필요한 파라미터들 을 Table 2와 같이 가정하였다. 추진제 가스로는 냉가스 추진제에 일반적으로 사용되는 기체질소 를 선정하였다. 기체질소는 쉽게 구할 수 있으 며, 무색, 무미, 무취하고 불활성 및 불연성의 특 성을 가지고 있기 때문에 지상 환경에서 안정성 이 뛰어날 뿐만 아니라 취급이 간편하다는 장점 을 가지고 있다. 한편 시뮬레이터의 병진운동 기 동을 위해서는 추력기에 의해 발생할 수 있는 시뮬레이터의 모멘트를 상쇄할 수 있도록 롤 (roll) 또는 피치(pitch) 방향으로 배치된 2개의 추력기를 동시에 작동해야 한다. 이때 시뮬레이 터가 정상 상태로 최소 20분 이상 기동하기 위

Parameter Value

Propellant Gas Gaseous Nitrogen (GN2) Specific Impulse, _{ 60 s}

Thrust,  1 N

Nozzle Shape Conical Nozzle Divergence Half Angle,

 5°

Chamber Temperature,

_ ^{293 K}

Specific Heat Ratio,  1.4 Gas Constant,  296.8 ⋅K Total Operation Time,

_{} 1200 s

Ambient Pressure, _ 0.101325 MPa Table 2. Parameters for thruster nozzle design.

한 추력을 발생시키기 위해서는 충분한 양의 추 진제 가스가 저장되어야 한다. 따라서 본 연구에 서는 기체질소의 비추력을 일반적으로 알려진 70 s대보다 낮은 60 s로 적용함으로써 보수적인 접근을 통한 설계 여유(design margin)를 확보하 였다. 동일한 관점에서 차후 다양한 임무환경에 서도 기동과 자세제어를 원활하게 수행할 수 있 도록 확정성을 고려해 추력을 요구조건인 0.5 N 보다 2배 증가시킨 1 N으로 설계 목표 값을 선 정함으로써 추력 성능의 용량을 증가시켰다.

일반적으로 사용하는 냉가스 추력기 노즐의 형상으로는 크게 원추형 노즐(conical nozzle)과 벨형 노즐(bell nozzle)이 있다. 원추형 노즐은 노즐 목과 노즐 출구 사이의 노즐 단면 형상이 일직선(straight)으로 단순하게 이어져 있기 때문 에 벨형 노즐보다 제작이 용이하다는 장점이 있 다[5,6]. 본 논문에서 설계하고자 하는 냉가스 추 진시스템용 추력기는 1 N이하의 저추력에 사용 되므로 물리적 형상의 크기가 비교적 작기 때문 에 설계시 형상의 단순화와 제작의 편이성을 고 려해야 할 필요성이 있다. 따라서 원추형 노즐 형상을 시뮬레이터용 냉가스 추력기의 노즐로

최종 선택했다. 이때, 저추력 소형노즐의 팽창반 각(divergence half angle) α를 증가시키면 노즐 목과 출구 간의 간격이 감소하므로, 가공시 어려 움이 발생할 것으로 우려되었다. 따라서, 소형 노즐의 제작성을 고려해 본 개념설계에서는 노 즐 팽창반각을 α = 5°로 적용하였다.

챔버 압력 _를 0.5, 1, 2 MPa 세 가지로 나누 었을 때, 노즐 설계에 필요한 파라미터들을 3.1 절에 설명한 1차원 등엔트로피 노즐 공식을 이 용하여 Table 3과 같이 도출하였다. 이때, 노즐 출구의 압력은 시뮬레이터의 운용환경이 일반 지상조건임을 감안해 대기압(0.101325 MPa)을 적용하였다. 도출된 설계 파라미터들을 비교한 결과 챔버 압력 _ = 2 MPa일 때 계산한 비추 력의 값이 초기에 가정한 60 s에 가장 근접하였 으나, 노즐 목의 직경 _가 0.681 mm로 매우 작 기 때문에 실제 제작 시 가공상의 어려움이 있 을 것으로 예측되었다. 한편, _ = 0.5 MPa의

경우 예측된 비추력 _가 약 48 s로 60 s와 상 당한 차이를 보였으며, 노즐 목과 노즐 출구 간 의 간격 도 약 1.36 mm로서 가공이 용이하지 않을 것으로 판단되었다. 그에 비해 _ = 1.0 MPa에서 도출된 비추력 값은 약 55 s로서 60 s 대비 오차가 현재의 개념설계 단계에서 약 8%로 나타났으며, 노즐 목과 노즐 출구 간의 간격  도 약 2.21 mm로 0.5 MPa에 비해 증가하였다.

이를 종합하여 본 연구에서는 1 MPa을 최종 챔 버 압력으로 선정하였으며, 이로부터 도출된 Table 3의 설계 파라미터들을 최종 냉가스 추력 기 형상에 반영한 결과, Fig. 4와 같은 노즐 형 상으로 설계되었다. 이때, 추력기 외부형상은 본 연구의 설계 사양과 유사한 수준의 챔버 압력과 추력을 사용하는 미국해군대학원(Naval Post- graduate School) AUDASS II 시뮬레이터의 에 어 노즐 형상을 참조하였다(Fig. 5)[9].

또한, 최종 노즐 설계의 타당성을 검증하기 위

Parameters Estimated Value

_ 0.5 1.0 2.0

_ 101.325 101.325 101.325

_{ 1.096 1.255 1.372}

 1.700 2.149 2.593

_  1.523 1.006 0.681

_^ 1.821E-06 7.951E-07 3.638E-07

 (__) 1.337 1.917 2.877

_  1.761 1.393 1.154

_^ 2.435E-06 1.524E-06 1.046E-06

  0.00211 0.00185 0.00169

_ 48.180 55.164 60.292

 _{ } 1.362 2.210 2.707

Table 3. Thruster nozzle design results.

Fig. 4 Design configuration of thruster.

Fig. 5 Nozzle configuration of AUDASS II simulator[9].

해 상용 전산유체역학 프로그램인 Fluent를 이용 해 노즐 내부 유동해석을 Fig. 6과 같이 수행하 였다. 대기압 조건에서 발생되는 추력 _{를 계산} 한 결과 약 1.011 N으로 예측되었으며, 당초 설 계 목표인 1 N 대비 불과 1.1%의 오차범위가

(a) Velocity contour

(b) Static pressure contour

Fig. 6 CFD results inside a cold gas nozzle.

발생하였므로 본 연구에서 적용한 노즐 설계사 양이 적절하게 도출된 것으로 판단된다.

3.2 냉가스 추진제 탱크 용량 설계

Table 1에 나열된 냉가스 추진시스템의 요구 조건에 따라 2개의 추력기를 이용해 정상상태 추력을 최소 20분 이상 연속적으로 발생시키기 위해 필요한 추진제 가스양 를 노즐 설계 과 정에서 도출한 Table 3의 질량 유량  을 이용 해 Eq. 4로부터 예측할 수 있다[5,6].

_   ×   × ∆  (4)

시뮬레이터의 요구 작동 시간이 20분 이상이 므로 ∆   으로 적용하였으며, 그 결과 Table 4에 정리된 것처럼 추력기 챔버 압력 _= 1.0 MPa일 때 약 4.4 kg의 질소가스가 소요될 것으로 계산되었다. 또한 Eq. 5의 이상기체 상태

방정식을 이용하여 _= 1.0 MPa일 때 추진제 가스의 부피 _를 구할 수 있다[5,6].

_{ }

_

_

(5)

한편, 일정한 수준의 추력을 연속적으로 공급 하기 위해서는 압력조절기(regulator)의 셋팅압력

_을 추력기 챔버 압력 _와 동일한 1.0 MPa으 로 고정하여 추력기 노즐에 공급하는 것이 적절 하다. 이때, 탱크에 저장된 추진제 가스 압력

_tan이 _보다 낮아졌을 때 탱크에 잔류하게 되 는 추진제 가스양 을 포함한 총 추진제 질량 과 체적을 각각 _ _과 _{}로 정의하게 되 면 Eq. 6과 7을 이용해 계산할 수 있다[5,6].

__{} _ ₍₆₎

_tan_{} _ _ ₍₇₎

위 식들을 이용하여 추진제 가스의 탱크 내부 저장압력 _tan를 10, 20, 25, 30 MPa로 각각 변 화시켰을 때 탱크가 수용할 수 있는 가스의 체

적 _{}를 예측한 결과 Table 4에서 보듯이

0.0143 m³ ~ 0.0428 m³ 범위로 확인되었다.

현재 양산되고 있는 고압가스용 저장용기 중 에서 적합한 사양을 가지는 제품을 지상 시뮬레 이터의 냉가스 추진제 저장용 탱크로 선정하기 위해 다양한 탱크 내부 압력 조건에 따른 총 가 스 체적의 변화량을 고려하였다. 이를 위해 Table 4에서 보듯이 챔버 압력 _ = 1 MPa일 때 탱크에 저장된 가스 압력 _가 10, 20, 25, 30 MPa로 증가할 때 총 가스 체적 _{은 이와} 반비례해 각각 0.0428 m³, 0.0214 m³, 0.0171 m³, 0.0143 m³로 감소하는 것으로 나타났다.

이러한 _와 _{} 간의 연관성에 부합되는 추진제 가스탱크를 선정하기 위해 대표적으로 Luxfer, New Energy Technology (NET) 그리고 한국 HPC에서 생산하는 고압가스용 저장용기들

Parameter Value

_ (MPa) 1.0

_ (kg) 4.431

_{ (m³) @} _ 1.0 MPa 0.385

_ (kg)

@ _10 MPa 0.492

@ _20 MPa 0.233

@ _25 MPa 0.185

@ _30 MPa 0.153

_{}

(kg)

@ _10 MPa 4.923

@ _20 MPa 4.664

@ _25 MPa 4.616

@ _30 MPa 4.584

_{}

(m³)

@ _10 MPa 0.0428

@ _20 MPa 0.0214

@ _25 MPa 0.0171

@ _30 MPa 0.0143 Table 4. Capacity estimations of cold gas tank.

을 시뮬레이터용 추진제 가스탱크 후보로 검토 해 보았다. 이를 위해 우선적으로 각 회사에서 생산하는 저장용기들에 대한 작동압력, 공기 저 장량, 직경, 길이, 중량 등 상세사양들을 조사 및 분석한 후, 본 연구결과에 활용할 수 있는 대표 모델들을 선정하여 Table 5~7에 정리하였다 [10-12].

그 결과, Table 5~7의 용기들을 가스압력

_별로 Table 8과 같이 분류할 수 있었으며, 1개의 용기만으로도 시뮬레이터가 필요로 하는 총 가스양을 충분히 저장하고 공급할 수 있는 것으로 확인되었다. 한편, Luxfer와 NET의 가스 용기는 주 재질로서 복합재를 사용하기 때문에 금속재질인 한국 HPC 제품보다 중량 면에서 최 소 35%이상 경량화 시킬 수 있다는 장점을 가지 고 있다.

Model D (mm)

L (mm)

VGas

(m³) P (MPa)

M (kg) M06F 82 312 0.180 15.3 0.8 M04T 84 193 0.125 20.7 0.5 L19J 116 330 0.538 31.0 1.7 Material Carbon Composite

Configu -ration

Table 5. Gas cylinder specifications of Luxfer Corp..

Model D (mm)

L (mm)

VGas

(m³) P (MPa)

M (kg) FQL112

-1.6-30 112 268 0.430 30.0 1.2 FQL128

-2.4-20 128 318 0.651 20.0 1.9 Material Aluminum Composite

Configu -ration

Table 6. Gas cylinder specifications of NET Corp..

Model D (mm)

L (mm)

VGas

(m³) P (MPa)

M (kg) HP-1.0 101.3 245 0.220 25.0 2.9 HP-2.3 101.3 380 0.650 25.0 4.5

Material High Strength Manganese Steel or Chrome Molybdenum Steel

Configu -ration

Table 7. Gas cylinder specifications of Korea HPC Corp..

_{ 10 MPa 20 MPa}

Candidate Model

M06F (1 EA)

M04T (1 EA) FQL128-2.4-20

(1 EA)

FQL128-2.4-20 (1 EA) HP-1.0

(1 EA)

HP-1.0 (1 EA)

_{ 25 MPa 30 MPa}

Candidate Model

L19J

(1 EA) L19J (1 EA) FQL112-1.6-30

(1 EA)

FQL112-1.6-30 (1 EA) HP-1.0

(1 EA)

Table 8. Cold gas tank selection summary.

3.3 기타 유량제어 부품 선정

본 절에서는 탱크에 저장된 추진제 냉가스를 추력기 노즐로 원활하게 공급될 수 있도록 적절 한 사양의 압력조절기(regulator)와 솔레노이드 밸브(solenoid valve)를 선정하고자 하였다. 압력 조절기는 고압상태로 탱크에 저장된 추진제 가 스를 일정한 유량으로 추력기 노즐에 제공하기

위해 탱크 압력보다 낮은 압력으로 추진제 공급 압력을 조절 및 유지시키기 위한 부품이며, 솔레 노이드 밸브는 전기 신호에 의해 펄스단위로 밸 브를 개폐함으로써 추력기를 통해 기동 및 자세 제어에 필요한 추력의 발생을 제어하는 역할을 수행한다. 이러한 유동제어 부품들은 이미 다양 한 성능 규격에 따라 상용화되어 있으므로 시중 에서 용이하게 확보를 할 수 있다. 따라서 본 연 구의 시뮬레이터에 활용할 부품들을 새로 설계 및 제작하기 보다는 적절한 사양의 상용품들을 선정하는 것이 비용 및 일정 측면에서 유리하다 고 판단되었다. 이를 위해 기존의 지상시뮬레이 터 개발 사례를 검토한 결과 본 연구에서 대상 으로 하는 시뮬레이터에 가장 근접한 사양을 가 지는 미국해군대학원의 AUDASS II 시뮬레이터 에 사용된 유동제어 부품들의 사양을 참조하였 다[9]. 압력조절기의 경우 AUDASS II에는 Fig.

7에 제시된 것처럼 Aqua Environment 사에서 만든 415-400 모델을 사용하였으며, 자세한 성능 규격을 Table 9에 정리하였다[13].

Fig. 7 Configuration of 415-400 regulator.

Parameters Values PSI Out 0 to 2.8 MPa Maximum Rated

Pressure 41 MPa

Outlet Pressure

Range 0.3 to 2.8 MPa Outlet Pressure

Rating 41 MPa

Inlet Port Size 2 EA 6.35 mm FNPT (1 gauge, 1 inlet)

Outlet Port Size 2 EA 6.35 mm FNPT (1 Gauge, 1 Outlet) Flow Coefficient

(Cv) 0.06

Weight 710 g

Overall Length 140 mm Round Diameter 57 mm

Minimum

Temperature 247 K Table 9. Specifications of 415-400 regulator.

솔레노이드 밸브의 경우에는 Asco 사에서 제 작한 U8225- B002V 모델(Fig. 8)을 사용하였으 나, 현재는 단종된 것으로 확인되었다[14]. 따라 서 본 연구의 시뮬레이터용으로는 U8225B002V 재고품 또는 후속모델로 개발된 Fig. 9의 U8256A002V 모델을 사용하는 것이 적절한 옵션 으로 고려되었다. 두 솔레노이드 밸브 모델에 대 한 성능규격을 Table 10에 제시했다[14].

이러한 설계과정을 통해 최종 확정한 냉가스 추진시스템의 전체 구성도를 Fig. 10에 구현했으 며, 주요 부품들에 대한 질량 예측 값을 Table 11과 같이 정리하였다. 경량화를 위해 Table 8로 부터 M06F와 M04T를 최종 추진제 탱크로 선정 했을 때, 배관, 압력계, 필터 등과 같은 기타 부 품 및 설계마진(margin)을 고려한다면 냉가스 추 진시스템의 총 질량은 약 18.7 kg 정도로 예측되 었다.

Fig. 8 Configuration of U8225B002V solenoid valve. Fig. 9 Configuration of U8256A002V solenoid valve.

Parameters Values

Type Two-Way, Normally Closed

Max. Operating Pressure 2.76 MPa

Input Voltage 150 VAC, 50~60 Hz

Pipe Size 3.2 mm

Orifice Size 1.6 mm

Flow Coefficient (Cv) 0.08

Weight 200 g

Max. Temperature 355 K

Table 10. Specifications of Asco solenoid valve.

4. 결 론

첨단기술의 발전과 더불어 최근에는 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용해 저비용으로 우주 비행체 시뮬레이터를 구현함으로써 우주비행체 의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가

활발하게 진행되고 있다. 본 논문에서는 지상 환 경에서 우주비행체 기동 및 자세제어 설계 검증 을 위한 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템의 개 념설계 연구를 수행하였다.

구체적으로 1차원 등엔트로피 노즐 유동 공식 을 이용해 냉가스 추력기 노즐의 형상 파라미터 Major Components Model No. Quantity Unit Mass (kg) Total Mass (kg)

Propellant Tank M06F

M04T 1 EA 0.5 @ 10 MPa 0.8 @ 20 MPa

0.5 @ 10 MPa 0.8 @ 20 MPa Propellant Gas GN2 1 set 4.923 @ 10 MPa

4.664 @ 20 MPa

4.923 @ 10 MPa 4.664 @ 20 MPa Solenoid Valve U8225B002V or

U8256A002V 12 EA 0.2 2.5

Thruster Nozzle - 12 EA 0.001 0.012

Pressure Regulator 415-400 1 EA 0.71 0.71

Other Parts & Margin (Pressure Regulator,

Pipe, Filter, etc.)

- 1 set Max. 10 Max. 10

Total Mass Estimation 18.645 @ 10 MPa 18.686 @ 20 MPa Table 11. Total mass budget of cold gas propulsion system.

Fig. 10 Schematic of cold gas propulsion system for a ground simulator.

들을 계산한 후, CAD를 이용해 3차원 노즐 형 상을 구현하였을 뿐만 아니라 전산유체역학 해 석을 통해 구한 예상 추력 값이 설계 목표치 대 비 근소한 오차를 가지는 것을 확인함으로써 설 계의 타당성을 검증하였다. 또한 추진제 가스 질 량 및 체적을 고려함으로써 필요로 하는 탱크 용량과 적절한 사양의 저장 용기를 추진제 탱크 후보로 검토하였다. 그 밖에 본 연구의 시뮬레이 터에 가용한 유량제어 부품의 규격 및 가용부품 에 대해 조사했으며, 이를 토대로 최종적으로 냉 가스 추진시스템의 전체 구성도와 예상되는 질 량 예측 값을 도출하였다.

이와 같이 냉가스 추진시스템의 주요 설계 결 과를 바탕으로 요구조건에 적합한 사양의 상용 부품을 사용한다면 짧은 개발기간 내에 낮은 비 용으로 지상 시뮬레이터에 충분히 활용할 수 있 을 것으로 기대된다.

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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