[논문 리뷰] Design of the Propulsion System of Nano satellite: StudSat2

Roshan Sah, Prabin Sherpaili외 2명|arXiv (Cornell University)|2021. 07. 23.

Spacecraft Design and Technology참고 문헌 1인용 수 8

한 줄 요약

이 논문은 인도의 첫 번째 이중 나노위성 임무인 스타드샛2의 600km에서 400km 저궤도로의 탈궤를 25년 이내에 수행하기 위한 콜드 가스 추진 시스템 설계를 제시한다. 호만 전이 역학을 적용하고, CATIA V5를 사용해 부품 설계를, ANSYS를 사용해 구조적 및 유량 분석을 수행하며, STK에서 시뮬레이션한 추진 펄스를 통해 국제 우주 오염 방지 기준을 충족하는 탈궤를 실현한다.

ABSTRACT

The increase in the application of the satellite has skyrocketed the number of satellites, especially in the low earth orbit. The major concern today is after the end of life, these satellites become debris which negatively affects the space environment. As per the international guidelines of the European Space Agency, it is mandatory to deorbit the satellite within 25 years of the end of life. StudSat1, which was successfully launched on 12th July 2010, is the first Pico satellite developed in India by undergraduate students from seven different engineering colleges across South India. Now, the team is developing StudSat2, which is India's first twin satellite mission having two nanosatellites whose overall mass is less than 10kg. This paper is aimed to design the propulsion system, cold gas thruster, to deorbit StudSat2 from its original orbit i.e. 600 km to lower orbit i.e. 400km. The propulsion system mainly consists of a storage tank, pipes, Convergent Divergent nozzle, and electronic actuators. The paper also gives information about the components of cold gas thruster, which have been designed in the CATIA V5, and the structural and flow analysis of the same has been done in ANSYS. The concept of Hohmann transfer has been used to deorbit the satellite and STK has been used to simulate it.

연구 동기 및 목표

• 소형 위성으로 인한 우주 오염 증가 문제를 해결하기 위해 나노위성의 통제된 탈궤를 가능하게 하기 위해.
• 10kg 이중 나노위성 임무에 적합한 경량이고 신뢰성 있는 콜드 가스 추진 시스템을 설계하기 위해.
• 유럽우주국(European Space Agency)에서 설정한 25년 이내 탈궤 지침을 이행하기 위해.
• 궤도역학 및 소프트웨어 도구를 활용해 탈궤 조작을 시뮬레이션하고 검증하기 위해.
• 위성 임무의 안전성과 성능을 확보하기 위해 추진 부품의 구조적 및 유량 분석을 통합하기 위해.

제안 방법

• 저장 탱크, 파이프, 수렴-산출 노즐, 전자 액추에이터를 모델링하기 위해 CATIA V5를 사용한 콜드 가스 추진 시스템 설계.
• 기계적 강도와 최적의 기체 팽창을 확보하기 위해 ANSYS를 활용해 추진 부품의 구조적 및 유량 분석 수행.
• 600km에서 400km 원형 궤도로의 탈궤를 위해 호만 전이 궤도 이동 원리를 적용해 필요한 델타-비(delta-v) 계산.
• 궤도 및 연소 지속 시간을 검증하기 위해 STK(시스템 툴 킷)를 사용해 탈궤 조작 시뮬레이션.
• 10kg 위성 플랫폼을 고려해 필요한 델타-비와 추진제 질량 비율에 기반해 추진 시스템 크기 결정.
• 탈궤 연소 중 추진 시스템의 점화 및 지속 시간을 정밀하게 제어하기 위해 전자 액추에이터 통합.

실험 결과

연구 질문

• RQ1 10년 이내에 탈궤를 수행할 수 있도록 10kg 이중 나노위성의 탈궤를 가능하게 하는 경량 콜드 가스 추진 시스템은 어떻게 설계할 수 있는가?
• RQ2 호만 전이를 사용해 스타드샛2의 궤도를 600km에서 400km로 낮추기 위해 필요한 델타-비는 얼마인가?
• RQ3 추진 부품의 구조적 및 유량 특성이 시스템 성능과 신뢰성에 어떻게 영향을 미치는가?
• RQ4 STK 시뮬레이션은 나노위성 임무의 탈궤 궤도 및 연소 순서를 정확하게 예측할 수 있는가?
• RQ5 엄격한 질량 및 부피 제약 조건을 가진 피코위성급 임무에서 추진 시스템의 주요 설계 제약 조건은 무엇인가?

주요 결과

• 호만 전이 계산을 통해 600km에서 400km 궤도로의 탈궤를 위한 필요한 델타-비를 도출하여 정확한 추진 펄스 계획 수립이 가능해졌다.
• ANSYS를 통한 구조 분석 결과, 수렴-산출 노즐을 포함한 추진 부품이 운영 압력과 열 하중을 견딜 수 있음을 확인하였다.
• 유량 분석을 통해 노즐에서 효율적인 기체 팽창과 추진력 생성이 이루어져 최적의 성능을 위한 설계가 검증되었다.
• STK 시뮬레이션을 통해 탈궤 궤도가 성공적으로 모의되었으며, 설계된 시스템으로 필요한 연소 지속 시간과 인력이 확보됨을 확인하였다.
• 탱크, 파이프, 노즐, 액추에이터를 포함한 전체 추진 시스템이 이중 나노위성 임무의 10kg 질량 제한 내에서 설계되었다.
• 본 연구는 국제 기준을 준수하는 소형 위성의 탈궤를 위해 콜드 가스 추진 시스템이 실현 가능하고, 안전하며 비용 효율적인 해결책임을 확인하였다.