To quantify the potential contamination induced by exhaust plume from a 10 N bipropellant thruster firing, plume impingement analyses on the sensitive surfaces were performed. The heat and mass fluxes of chemical species on the spacecraft surfaces and on the specific area of sensor units (optical port and radiators) are evaluated. A fully unstructured three-dimensional direct simulation Monte Carlo (DSMC) code was developed and validated with measurements. A geostationary satellite with an optical port and radiator was selected and the actual configuration of the satellite is simplified by considering two communication antennas, satellite panels and a bipropellant thruster, which is a major plume source to the sensitive surfaces such as the optical port and radiator. The DSMC computations show that the mass distribution or plume gas composition is unevenly distributed due to the mass separation effect which occurs from the rapid expansion into vacuum especially around the nozzle lip at the backflow region. $H_2O$ is known as the most critical contaminant species, however, its plume impingement effect on the sensitive surfaces is negligible as compared to its evaporation rate. Not only have the results contributed to the geostationary satellite development, but also these findings are expected to be significant in designing spacecraft configurations and useful in the trade-off studies. Grouping species method was proposed to reduce computing time and efforts. Gas species are grouped by their molecular mass, diameter, and the number of degrees of freedom based on the Dalton’s law. The proposed grouping species method was applied to the present exhaust plume of bipropellant thruster with reasonable accuracy, while reducing computing time by 50%. Therefore, the proposed grouping species method could enhance the analysis efficiency of parametric studies with many design parameters, e.g. thruster tilt angle, position, and the distance between thruster position and the sensitive surfaces.
10 N 추력기 분사에서 나오는 배기가스(플룸)로 인해 유도되는 잠재적인 오염도를 정량화하기 위해, 오염에 민감한 표면에 대한 배기가스(플룸) 오염도 해석을 수행하였다. 위성체 표면과 검출기의 특정한 부분(광학구/방열기)에 대한 화학 분자의 열 유속과 질량 유속을 계산하여 정량화했다. 삼차원 비정렬 격자를 이용하는 몬테 카를로 직접 모사(DSMC) 프로그램을 개발했으며, 실험측정치와 비교-검증을 했다. 광학구와 방열기를 갖춘 정지궤도위성을 선택하고, 민감한 표면인 광학구와 방열기에 주된 오염원(배기가스)인 이원추진제 추력기, 두 개의 통신안테나, 위성체 패널을 고려하여 실제 위성형상을 단순화하였다. DSMC 계산결과로 질량 분포 또는 배기가스 구성성분은 질량 분리 효과 때문에 불균질하게 분포하며 이 효과는 특별히 노즐단 주변 후방류 지역의 진공으로 배기가스가 급격하게 팽창할 때 나타난다. $H_2O$ (수분)은 가장 결정적인 오염 분자로 알려져 있지만, 민감한 표면에 대한 수분의 오염도 영향은 랭뮤어 증발식에 의해 계산된 증발율과 비교하면 무시할 수준이다. 이 결과들은 정지궤도위성개발에 기여했을 뿐 아니라 이러한 발견들은 인공위성 형상설계에 중요하며 설계 적정성 검토에 유용하게 사용될 것으로 기대한다. DSMC 계산에 들어가는 시간과 노력을 줄이고자 돌턴의 분압 법칙에 기반한 분자 그룹화 방식을 제안하였다. 이 방식은 분자질량, 분자반경, 분자자유도에 따라 분류하여 계산에 참여하는 분자수를 줄이는 것이다. 이 분자 그룹화 방식을 기존 이원추진제 배기가스 해석에 적용하였다. 그 결과, 5 개의 인공 분자 경우의 반복 당 소요되는 시간을 기존의 열 개의 분자 경우의 반복 당 소요되는 시간에 비해 50 % 이상 줄일 수 있었다. 이 분자 그룹화 방식은 파라미터 연구에 유용하게 사용될 것이다.
