Lately, small size satellites have garnered more attention due to their short development time, low cost, and low risk. Furthermore, it is expected that small satellites can replace large satellites through formation flying. In the future, low power electric thrusters will also be required as essential components for small satellites in order for them to fulfill advanced missions. Among various electric thrusters available, the Hall thruster is suitable for this application due to its simple structure and power configuration. Low power Hall thrusters can have a reduced mass, size, electric power, and flow rates. However, the scaling down of Hall thrusters increases the difficulty in designing the magnetic circuits because the magnetic field must be enhanced in order to maintain the electron magnetization. In addition, the large surface-to-volume ratio and the center pole heating problem lead to lowered efficiencies from 5-45% when compared with kW class Hall thrusters with more than 50% efficiency. In order to overcome these difficulties, various low power Hall thrusters were developed and studied by evaluating the performance characteristics depending on the structure and the operation parameters through the plasma diagnostics.
For the experiments, the vacuum facility and diagnostics were designed and fabricated. The KAIST Electric Propulsion Test Facility I which is 1.9 m long and 1 m in diameter with the total pumping speed 9,000 l/s (N2) was fabricated for conducting the experiments under the condition close to the actual space environment. In order to measure the thrust, the simple pendulum type thrust stand with a laser and a position sensitive detector (PSD) was designed. A retarding potential analyzer (RPA) for measuring ion energy distribution and a Faraday probe for measuring ion current were taken as plasma diagnostics. For evaluation of prepared experimental setup, the performance characteristics depending on the background pressure and the power configurations were observed. As a result, the measurement of thrust performance was reliable but the far field plume measurement was needed to be calibrated for accurate analysis in the given pressure condition. In addition, a role of each power for the keeper, heater, bias and anode could be identified clearly through the experiments with the various power configurations and we could determine the power configuration as a reference experimental setup.
The developed annular and cylindrical Hall thrusters were characterized by the experiments depending on the magnetic field, operation parameters and channel structure. For the cylindrical Hall thruster (CHT), the thrust performance was investigated with the four different channel structures. The discharge current was strongly associated with the annular part and thrust performance appeared to be better for the full cylindrical channel structure. For detailed observation, the ion energy distribution and the discharge current component were measured with the different length of annular part and cylindrical part. As the length of annular part was increased, the electron current decreased so the current utilization increased. On the other hand, the propellant utilization decreased due to the decrease of ion current. Also, the peak of ion energy decreased with the longer annular part length, but the exhaust plume angle and shape didn`t change. Through the results, the annular part enhanced electron confinement, but the ions produced in the annular part may loss more there energy because of the large surface to volume ratio of the annular part. Also, that the plume shape didn`t change implies that the ions are accelerated mostly in the cylindrical part of the channel. With increasing of the cylindrical part, the ion current significantly increased so the propellant utilization increased. The increase of propellant utilization with the longer cylindrical part may be attributed to the longer residence time of slow ions in the extended part for generating more multi-charged ions. The peak of ion energy increased and the full width at half maximum of the ion energy distribution dramatically decreased. The results explain that the longer cylindrical part of the channel can lead to the effective separation of the ionization and acceleration regions. Consequently, we found that longer cylindrical part of the channel improve the thrust performance while annular part didn`t in CHTs. For the annular type hall thruster, the thrust performance with the various magnetic field configurations was evaluated. From the experimental results, the magnetic field shape is very important for the effective ion acceleration. Particularly, the best performance was appeared when the magnetic field lines are perpendicular to the discharge channel at the channel exit region.
Throughout the preliminary experimental results, the Hall thruster for Science and Technology Satellite 3 (STSAT-3) was developed. The flight model was optimized to the magnetic field configuration, discharge channel dimension, Xe flow rate and consumed power etc. Finally, it achieved the development target with specification of 11 mN thrust, 1300 s specific impulse, and 35% anode efficiency at 250 V anode voltage (200 W anode power) with 8.5 sccm Xe flow rate.
전기추력기는 기존 화학식 추진기관에 비해 월등히 높은 비추력을 낼 수 있어 적은 연료로도 높은 총 추진량을 낼 수 있다. 그 중에서도 홀 추력기는 비교적 간단한 구조, 높은 효율 및 추력밀도와 같은 장점을 가지고 있어 다른 전기추력기에 비해 소형화가 용이하여, 소형위성의 ‘분산화’와 같은 미래 위성기술에 없어서는 안 될 핵심기술로 주목받고 있다. 소형위성의 궤도 천이, 보정 및 유지, 자세 제어 등에 응용이 가능한 수 백 W 급 저 전력 홀 추력기는 그 사양에 의해 크기가 감소함에 따라, 최적화된 자기장 구현에 필요한 자속계 설계의 어려움, 감소한 표면적 대 부피 비로인한 플라즈마와 채널 벽의 상호작용증가, 이에 따른 에너지 손실 등과 같은 문제점을 가지고 있어, 기존 수 kW 급 홀 추력기가 50-60\% 이상 높은 효율을 갖는 반면, 5-45\% 정도로 비교적 낮은 효율을 갖는 특성을 지닌다. 이 같은 문제를 극복하기 위해, 러시아, 미국, 프랑스, 이탈리아, 일본 등 여러 나라에서 다양한 형태 및 개념의 저 전력 홀 추력기가 개발 중이나, 현재까지 검증된 비행 모델은 러시아의 SPT-50과 미국의 BHT-200 두 종류에 불과하다.
본 연구에서는 이 같은 저 전력 홀 추력기 연구를 위해 실험에 필요한 진공시스템 및 진단장치를 개발하였다. 진공시스템은 길이 1.9 m, 직경 1 m 크기의 진공챔버에 다수의 진공펌프를 장착하여 약 200 W 전력레벨 운전에 필요한 8 sccm 정도의 Xe 기체유량을 분사할 경우 $8.0\times10^-5$ torr 의 압력을 유지할 수 있도록 하였다. 추력 측정을 통한 성능분석을 위해 진자형태의 추력스탠드를 제작하였으며, 플라즈마 특성 진단을 위한 패러데이 탐침 및 RPA를 설계 제작하여 이온빔전류 및 플룸의 발산각도, 이온에너지 분포를 측정할 수 있도록 하였다. 이렇게 준비된 실험조건에 대한 적합성을 확인하기 위하여, 배경압력 변화에 따른 특성을 확인하였다. 배경압력이 증가함에 따라 $1.0\times10^-4$ torr 까지 방전전류 및 추력이 일정수준을 유지했으며, 이보다 클 경우 급격히 증가하는 것을 확인하였다. 따라서 준비된 펌프를 전부 운용할 경우 $8.0\times10^-5$ torr가 유지되는 것을 볼 때, 추력 측정 및 이를 통한 성능 평가는 어느 정도 신뢰할 만한 수준인 것으로 확인되었다. 반면, 추력기의 입구로부터 38 cm 떨어진 거리에서 측정한 이온빔 전류밀도 분포는 배경 중성입자와 충돌에 의해 구현할 수 있는 가장 낮은 압력에서도 정확한 측정은 어려웠으나, 추가 실험을 통해 이를 보정할 수 있었다. 또한, 음극의 전원 및 접지 구성에 따른 특성을 확인한 결과, 바이어스 전원 및 keeper 전원의 역할에 대한 확실한 이해를 할 수 있었으며, 이를 바탕으로 앞으로 진행될 실험에서 기준이 되는 전기적 연결 구성을 결정하였다.
고리형과 원통형 두 가지 다른 형태의 홀 추력기를 제작하여, 자기장 및 채널의 구조에 따른 특성을 확인하였다. 고리형 홀 추력기에서 자기장 모양에 따른 실험결과, 자기장 라인이 채널과 수직한 형태에서 높은 성능을 보였으며, 이때 자기장의 세기는 채널 중심에서 약 300 G 정도로 나타났다. 기체유량 및 방전전압에 따른 특성 확인 결과에서 약 300 G 정도로 나타났다. 기체유량 및 방전전압에 따른 특성 확인 결과 방전전류는 방전전압 보다는 기체유량에 지배적인 영향을 받았으며, 이로 인한 양극전력 증가에 따라 추력 및 효율은 거의 선형적으로 증가하는 특성을 보였다.
원통형 홀 추력기는 고리영역과 원통영역의 길이가 서로 다른 네 가지 형태의 채널 구조에 대한 특성을 관찰하였다. 고리영역이 있는 경우와 없는 경우 전자의 구속 메커니즘이 확연히 다른 특성을 보였으며, 고리영역이 없는 구조에서 가장 높은 효율을 나타냈다. 원통형 홀 추력기의 이러한 구조적인 특성을 좀 더 구체적으로 살펴보기 위해 고리영역 길이에 따른 특성과 원통영역 길이에 따른 특성을 구분하여 실험을 통해 살펴보았다. 고리영역 길이에 따른 실험결과 길이가 증가할수록 전자전류가 감소하여 전류효율이 증가하는 경향을 보인 반면, 이온전류도 함께 감소하여 연료효율은 감소하는 경향을 보였다. 이온에너지 분포는 저에너지 영역으로 감소하였으며, 가속된 플라즈마 플룸의 각도에 따른 분포에는 큰 변화가 보이지 않았다. 이를 종합해 볼 때, 원통형 홀 추력기에서 고리영역은 전자를 좀 더 효율적으로 구속하는데 도움이 되긴 하나, 이온화에는 큰 도움을 주지 못하며, 고리영역의 낮은 표면적 대 부피비로 인해 전체적인 효율 개선에는 악영향을 끼치는 것으로 분석되었다. 원통영역의 길이에 따른 실험결과 길이가 증가할수록 전자전류보다는 이온전류가 큰 폭으로 증가하여 연료효율을 개선하는데 효과적인 것으로 나타났다. 또한, 이온에너지는 분포는 고에너지 영역으로 이동하는 경향을 보였으며, 고리영역 길이 변화 때와 다르게 각도에 따른 이온전류밀도 분포도 길이에 따라 다른 형상을 보였다. 이를 통해 이온화 및 이온의 가속이 주로 원통영역에서 일어나는 것을 확인할 수 있었으며, 특히, 원통영역의 충분한 확보가 multi-charged 이온의 증가에 도움을 주는 것으로 나타났다.
이 같은 다양한 홀 추력기의 플라즈마 플룸 진단 및 성능 시험을 통해 자기장 및 채널의 구조, 기체유량 및 방전전압 등 다양한 운전변수 및 설계를 최적화하였으며, 이를 바탕으로 과학기술위성 3호에 적합한 저 전력 소형 홀 추력기를 제작하였다. 그 결과, 개발된 비행모델은 양극전력 200 W, 기체유량 8.5 sccm로 1300 s 비추력, 11 mN의 추력을 35\%의 효율로 얻어 개발 목표를 상회하는 결과를 얻었다. 추가적으로, 개발된 홀 추력기는 열 진공시험 및 진동시험을 통해 위성과의 적합성을 확인하였다.
