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문제 정의
그리고, 각 경우에 있어서 위성체의 모든 부품이 온도범위의 허용 온도를 넘지는 않는지 검토하였다.
다목적실용위성2호 본체개발사업은 해상도 1 이의 고해상도카메라의 영상촬영 임무를 수행하기 위한 위성본체를 개발하는 것이 최종 목표이다 또한 다목 적실용위성1호의 개발로부터 축적된 경험과 기술을 바탕으로 하여 위성본체개 발을 국내 주도로 수행하고 이에 따른 주요 핵심부품을 국산화함으로써 향후 위성본체의 국내 독자개 발 기 반을 구축하려 한다.
설계된 위성본체 및 부분체의 제작을 위한 준비를 점검하고 확인하기 위하여 각 부분체별로 MRR (Manufacturing Readiness Review)를 수행하 여 제품보증 및 핵심부품 국산화를 위한 만반의 준비를 하였다.
가설 설정
1 m 고해 상도카메 라 요구조건 만족 -±56도 롤 기동 성 능 -작동기와 센서 의 완전 이중으로 설계 -고정 밀 자세 결정 을 위해 별추적 기 와 자이로 사용 -4개의 반작용휠을 이용한 제로모멘텀바이어스시스템을 이용한 3축 안정화 제어 방식 -제어 bandwidth 에 나타난 것처럼 위성의 자세를 감지하 는 센서부, 센서출력 데이터를 처리하여 구동기 입력신호를 발생시키는 전자장 치부, 위성의 제어토크를 발생시키는 구동기로 나누어진다.
제안 방법
1차 및 2차 부하전력에 맞추어 퓨즈, 릴레이 및 2차 전원 DC/DC 컨버터 용량을 설계하 였다.
EOS는 탑재체 플랫폼에 구멍을 내고 이를 통하여 부분적으로 삽입 장착하여 위성체의 높이를 최소화하며, 망원경의 밑면에 설치된 접속링을 하단 탑재체 플랫폼에 장착하고 하단 탑재체 플랫폼에는 다른 장비를 장착하지 않음으로서 하단 탑재체 플랫폼 이 지지하여야 하는 구조적인 하중을 최소화하는 동시에 망원경의 위치 정열에 영향을 미칠 수 있는 플랫폼의 열 변형 등의 영향을 최소화하도록 하였다.
EOS와 별추적기간 열지향오차 (Thermal Distortion)를 줄이기 위한 방안으로 EOS를 지지 하는 스트러트로 설계되 었다
Primary와 Redundant의 주 력 기 조합으로 단일실패허용(Sin읺e Fault Tolerance) 추력 기 시스템을 구축하며, 추 진제 공급방식은 위험성이 낮은 압력공급방식으로 격막(Diaphragm)을 갖는 추진 제 탱크를 사용하여 밀어내기(Blowdown) 방식으로 추진제를 공급한다.
STM에 대한 시스템 레벨의 환경시 험으로 설계를 확정하며, FM의 시스템 레벨 환경시험으로 설계 및 제작을 검증 한다.
가격 대 성능의 장점이 있으며 많은 우주비행 헤리티지를 가지고 있는 단접합 GaAs/Ge 태양전지의 적용이 고려되었으며 이를 기본으로 예비설계가 진행되었다.
구조체의 설계는 요구조건분석, 위성형상결정, 설계버지트 계산, 강도, 인 터페이스를 고려한 설계 및 치수 결정을 반복적으로 수행하여 최종설계에 수렴 하도록 한다.
다목적실용위성2호의 구조계(SMS, Structures and Mechanisms Subsystem)는 시 스템 및 타 부분체의 요구조건, 탑재체 및 전자장비의 물리적지지, 위성의 발사 하중지지 등을 만족하는 STM (Structure and Thermal Model) 및 FM (Flight Model) 각 1기를 설계, 해석, 제작한다.
데이터버스의 구조는 이중으로 구성되며 Primary 데이터버스의 오류 발생에 대하여도 Redundancy가 정상적으로 작동함으로써 전체 위성체의 성능에 전혀 영향을 끼치지 않게 설계하였다.
서브시스템별로 프로세서를 따로 할당함으로써 모듈화된 설계 및 조립, 시험을 가능하게 구성 하였다.
시스템 1553B데이터버스는 호와 동일한 반면에, 새로 추가된 자세제어 센서용 1553B데이터버스를 추가하여 자이로 및 별추적기를 RDU의 1553B데이터버스와 직접 연결을 하였다.
열변형을 최소화하고자하는 목적으로 별감지기의 최적 위치에 대한 대안분석이 진행되었으며, 이에 따른 열변형 해 석이 수행되었다.
열해석 모델의 경우 외부 열유입량이 가장 많은(1420 W/m2) 동지점을 Hot Case로 정의하며, 반대로 가장 적은 열유입 량을 가지는 하지점(1287 W/n?)을 Cold Case로 정하여 해석을 수행하였다.
예비설계단계에는 위성체 모델에 대한 열설계와 열해석, 위성체 부품의 온도범위 예측, 히터 전력 소 비량 예측, 추진모듈 열모델 개발, 열변형 예측을 위한 대안분석, STM 시험 준 비, 그리고 열제어 하드웨어 설계 등이 이루어졌다.
으로 하여 탑재체 모듈, 본체 중앙모듈 그리고 추진계 모듈의 세 가지 모듈로 구분되도록 하였다.
즉 프로젝트 위험도를 최소화하기 위해 비행 검증된 저비용의 하드웨어를 채택하며, 설계변경과 제작, 조립 및 시험을 용이하게 하기 위하여 모듈 단위로 설계를 한다.
지향정밀도에 대한 자세제어 서브시스템 요구사양은 정밀과학서브모드(Science Fine Submode)에서 이차적기를 가진 PHD제어기를 사용하여 요구사양을 만족하도록 자세 결정 알고리 즘을 설 계 하였다.
태양모드와 지구찾기모드는 CSS와 자이로를 이용하여 PID 제어기를 구성하여 관성좌표계에서 피치와 요축의 2축자세를 제어하고 Attitude-hold Sub- mode는 CES와 자이로를 이용하여 LVLH 좌표계에서 자세를 제어한다.
필요전력을 수용하기 위하여 증가 된 용량의 태양전력조절기가 설계되었다.
호는 모멘텀바이어스 방식에 비하여 기동력 및 기능의 폭이 큰 3축 안정화 제로모멘텀바이어스 방식을 채택하고 있으며, 정밀한 지향 정밀도 요구조건을 만족시키기 위해 2개의 별추적기와 극소미소진동을 가진 4개의 반작용휠이 사 용되었고 궤도변경 및 위성의 복구을 위해 추력기 제어방식을 채택하였다.
히터 설계에서는 Safe Hold 모드에서 히터 전력 을 절약할 수 있도록 Survival 히터 개념을 도입하였다.
대상 데이터
2호기의 가장 두드러진 전기적 구조는 2개의 1553B데이터버스의 사용이다.
구성품은 낮 기간동안 전력을 생성하는 태양전지배열기(Solar Array), 식 (Eclipse) 기간 동안 요구전력을 공급하고 지표면 촬영 시 최대 롤 또는 피치 기 동를 수행하기 위해 필요한 에너지 저장장치인 배터리, 태양전지배열기에서 생 성된 전력을 적절한 전력으로 변환시켜 위성의 일차측 전원과 배터리로 전달하 는 태 양전 력 조절 기 (SAR: Solar Array Regulator), 각 위 성 체 부하와 탑재 체 에 필요 한 전력을 분배하고 조절하기 위한 전력제어기(Power Control Unit), 위성궤도 진 입 후 태양전지배열기를 전개하기 위한 전개장치제어기(Deployment Device Controller), 위성본체와 탑재체의 전기적 접속과 GSE(Ground Support Equipment)의 인터페이스, 발사 및 비행운용 동안 발사체와의 신호 및 전력을 공급하는 기능 을 갖는 하니스, 그리고 탑재 컴퓨터(OBC), 지상국에서 전력계의 상태를 모니터 하고 제어할 수 있도록 원격 측정 및 명령을 갖도록 설계된 전력계제어장치 (EPS Control Unit) 등의 전장품으로 구성되어 있다.
구조체는 신뢰도가 높고 설계변경, 제작 및 조립 수행이 모듈화 형태의 육각형 형상으로 재질은 허니캄 샌드위치를 포함하여 알루미늄 합금이 사용되 며, 태 양전지 판은 복합재 료패 널로 제 작된다.
이론/모형
위성체의 분리장치는 고신뢰성을 가지는 Clampband 시스템을 사용한다.
성능/효과
-한쌍이 주와 잉여의 MRE-1 추력기로 구성된 총 4쌍의 1.0 Ibf 이중추력기 모 듈 (DTM) -격막형 추진제 탱크 -2개의 추진제/가압제 충전/배출 밸브 -추진제 필터 와 압력 변환기 -2개의 래칭밸브 -오리 피스가 있는 추진제 공급 라인 -히터 시스템 -주진 플랫폼을 포함하는 주진 계 구조 모듈 추진계 예비설계를 마침으로 부품에 대한 규격설정을 완료하고, 추력기 위치 선정 및 배치와 다른 모듈 및 연료탱크 위치선정, 추진제배관설계를 완료하였 다.
그리고 3년 동안의 임무 수행 에 요구되는 충방전 횟수는 대 략 16,100 cycles이 며, 25%의 방전량으로 운용 될 경우, 배터리의 수명은 충분한 마진이 있는 것으로 분석되었다.
그리고 태양전지판 온도해석을 통하여 GaAs 태양전지 사용 시 태양전지판의 온도가 Si 태양전지 경우보다 섭씨 10도 의 상승함을 보였다.
발사체와의 접속고려사항은 LM-2C/CST 발사체 결정으로 위성체 어댑터 설계가 1194 mm (47.0 linch) LV interface to Direct Marmon 분리시스템으 로 변경되었으며, 기 수행된 설계유지 및 MGSE (Mechanical Ground Supporting Equipment) 요구조건에 의하여 발사체와의 접속을 위한 Upper Marmon Ring이 추가되었다.
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