Abstract
A direct application of liquefied gas propellants to a typical small satellite cold gas propulsion system was analyzed. Performance of systems using liquefied gas propellant under consideration was compared to that of a nitrogen cold gas propulsion system. Liquefied gas propellant propulsion system's performance, required tank volume, and required propulsion system mass has been calculated at the same mass, volume, and total impulse condition of a typical nitrogen cold gas propulsion system. It was found that the liquefied gas propulsion system has advantages in performance, volume, and mass, compared to a typical nitrogen cold gas system, and can be directly applied to a cold gas propulsion system.
소형 인공위성의 전형적인 추진 시스템인 냉가스 추진 시스템에 액화 연료를 직접 적용하여 성능을 분석하였다. 고려하는 액화 연료 냉가스 추진 시스템과 일반적으로 사용되는 질소 추진 시스템의 성능을 비교하였다. 질소 추진 시스템과 동일한 질량 조건, 동일한 부피 조건, 동일한 총 임펄스 조건에서 각각 액화 연료를 사용한 냉가스 시스템의 성능과 필요한 연료 탱크의 부피, 필요한 추진 시스템의 질량을 산출하였다. 액화 연료를 사용한 냉가스 추진 시스템은 일반적인 질소 추진제를 사용한 시스템보다 성능, 부피 및 질량 등에서 많은 이점을 가지며 냉가스 추진 시스템에 직접적으로 적용이 가능함을 알 수 있었다.
