KAIST 인공위성연구센터에서는 우리별 1, 2, 3호의 개발에 이어 과학위성 1호를 개발하고 있다. 2003년에 발사 예정인 과학위성 1호는 현재 인증모델 단계의 개발 및 시험이 완료되었다. 본 인증모델 열진공 시험에서는 위성의 각 서브시스템이 예상되는 궤도 상의 온도보다 가혹한 조건에서 시험되었고, 열해석 모델의 검증 및 수정을 위한 열진공평형 시험도 수행되었다. 본 논문에서는 과학위성 1호의 인증모델 열진공 시험 과정 및 결과와 더불어 그 과정에서 알아낸 문제점 및 개선방안 등을 살펴보고, 또한 향후 유사한 소형위성 열진공 시험에 유용하게 쓰일 수 있는 고려 사항들을 검토한다.
KAIST 인공위성연구센터에서는 우리별 1, 2, 3호의 개발에 이어 과학위성 1호를 개발하고 있다. 2003년에 발사 예정인 과학위성 1호는 현재 인증모델 단계의 개발 및 시험이 완료되었다. 본 인증모델 열진공 시험에서는 위성의 각 서브시스템이 예상되는 궤도 상의 온도보다 가혹한 조건에서 시험되었고, 열해석 모델의 검증 및 수정을 위한 열진공평형 시험도 수행되었다. 본 논문에서는 과학위성 1호의 인증모델 열진공 시험 과정 및 결과와 더불어 그 과정에서 알아낸 문제점 및 개선방안 등을 살펴보고, 또한 향후 유사한 소형위성 열진공 시험에 유용하게 쓰일 수 있는 고려 사항들을 검토한다.
KAISTSAT- 4, an experimental small satellite, is being developd by Satellite Technology Research Center in KAIST as a sequel mission to KITSAT-1, 2, and 3. The flight model scheduled to be launched in 2003, the qualification model construction and testing have been completed recently. The satellite ...
KAISTSAT- 4, an experimental small satellite, is being developd by Satellite Technology Research Center in KAIST as a sequel mission to KITSAT-1, 2, and 3. The flight model scheduled to be launched in 2003, the qualification model construction and testing have been completed recently. The satellite subsystems of the qualification model have been tested under a thermal vacuum environment harsher than expected in the orbit. Thermal balance test has also been done in order to evaluate and tune the thermal analysis model of the qualification model. This paper describes the thermal vacuum test procedure, the results, as well as the lessons learned during the tests, which can be useful for future thermal vacuum tests of small satellites.
KAISTSAT- 4, an experimental small satellite, is being developd by Satellite Technology Research Center in KAIST as a sequel mission to KITSAT-1, 2, and 3. The flight model scheduled to be launched in 2003, the qualification model construction and testing have been completed recently. The satellite subsystems of the qualification model have been tested under a thermal vacuum environment harsher than expected in the orbit. Thermal balance test has also been done in order to evaluate and tune the thermal analysis model of the qualification model. This paper describes the thermal vacuum test procedure, the results, as well as the lessons learned during the tests, which can be useful for future thermal vacuum tests of small satellites.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
본 논문에서는 과학위성 1호 인증모델의 열진공 시험과정과 결과 및 문제점들을 검토하였다. KAIST 인공위성 연구센터에서는 본 논문에서 나타난 문제점들을 보완하여 2003년 상반기까지 비행모델에 대한 열진공시험과 해석을 완료할 계획이다.
본 논문에서는 과학위성 1호에서의 열진공 시험 과정과 결과를 보고하고, 시험 중에 나타난 문제점과 개선방안을 제시하여 차후 과학위성 1호와 같은 소형 3축 자세제어 위성의 열 진공시험 기준을 마련하고자 한다.
거친다. 이 중 열진공시험은 우주궤도 상에서의 진공 (10'5 Torr 이하), 극심한 온도변화 (-150-100℃) 등의 환경 하에서 위성의 모든 서브시스템들이예상되는 온도범위에서 정상적으로 동작하는 것을 확인하고, 시험결과를 이용하여 열해석 모델의 정확성을 검증하는데 그 목적이 있다. 일반적으로 인증모델에 대한 열진공시험은 계산 여유값을 포함하는 예상 온도범위보다 최소 10℃ 이상가혹한 조건에서 시험한다.
제안 방법
그림 4와 같다. 고온 담금 상태에서 챔버 온도를 28.9 ℃ (Shroud 온도)로 고정시키고 12 시간 동안 위성의 각 부분이 열평형에 도달하도록 시험하였다. 위성체에서는 전력모듈의 기능장애로 인해 내부모듈의 전원을 공급할 수 없었기때문에 태양전지판을 비롯한 외부모듈에 부착된 히터들만으로 온도구배를 주었다.
이러한 열진공 시험은 크게 열주기 시험과 열평형 시험으로 나눌 수 있으며, 전자는 주기적인 열진공 환경에서 서브시스템들의 정상적인 동작여부를 확인하는 시험이고, 후자는 궤도상에서 위성체의 온도를 예측하여 열해석 모델을 검증하기 위한 시험이다. 과학위성 1호 인증모델의 열진공시험은 항공우주연구원의 열진공시험장비를 이용하여 2001년 12월과 2002년 3월, 두 차례에 걸쳐 수행되었다. 첫번째 열진공 시험에서는 우리별 3호를 개발할때 사용했던 L자형 장착기(L-fixture)를 사용하였고, 두 번째 시험에서는 새로 개발한 프레임 구조의 장착기를 이용하였다.
열진공 시험은 그림 2와 같은 절차로 이루어졌다. 상온/상압, 상온/진공에서의 기능시험 후, 3 주기의 저온 및 고온 담금상태(Cold/Hot soak) 에서 기능시험을 수행하였다. 주기시험이 끝난 후, 열평형시험을 하고 마지막으로 상온/상압에서의 기능시험이 이루어 졌다.
열주기 시험에서는 우리별 3호 개발경험에 따라, 피 상온에서의 기능시험 시 내부모듈의 온도가 올라가는 것을 고려하여 한 주기 내에서 저온 담금 상태의 시험을 먼저 수행하였다.
열진공 시험은 두 차례에 걸쳐 수행되었으며, 1차 시험에서는 위성 전력계통의 기능장애로 인해 열평형 시험만이 수행되었고, 2차 시험에서는 열주기 시험과 열평형 시험이 모두 수행되었다. 열진공 시험은 그림 2와 같은 절차로 이루어졌다.
열진공시험에서 중요시되는 시스템은 위성 전체의 동작에 큰 영향을 주면서 동작 온도범위가 상대적으로 작은 축전지와, 주탑재체인 원자외선분광기(FIMS), 온도 변화가 클 것으로 예상되는 서브시스템인 DCS, 그리고 주탑재체의 데이터를 송신하는 PDTx 등이다. 열진공 시험을 위한 온도 제어범위는 열해석 결과에 따라 가능한 궤도상의 최악의 온도범위들을 조합하여 가상의 경우를 고려하고, 비행모델 승인 (Flight model acceptance) 여유값인 +/-11°C를 설정하여 초기 제어온도를 결정하였다. 표 3은 과학위성 1호 인증모델 열진공시험을 위한 제어온도를 나타낸다.
열평형 시험 후, 시험결과와 계산값의 상관관계를 이용하여 열해석 모델을 수정하였다.피 모델수정 후의 열해석 결과와 시험결과의 온도 차이는 모든 위치에서 +/-2℃ 이내이다.
첫번째 열진공 시험에서는 우리별 3호를 개발할때 사용했던 L자형 장착기(L-fixture)를 사용하였고, 두 번째 시험에서는 새로 개발한 프레임 구조의 장착기를 이용하였다. 열평형 시험에서는국부적인 히터를 이용한 3축 자세모사 시험방식을 이용하여 시험하였다.
위성의 각 부위별 실시간 온도검출을 위해, 위성조립시, 표 4와 같은 부위에 열전쌍(Thermocouple) 을 설치하였다. 유한요소 열해석 상의 노드 수에 증가에 따라 우리별 3호의 준발사모델 (PFM: Proto-Flight Model)에 사용되었던 33개보다 많은 41개의 열전쌍을 사용하였다.
과학위성 1호 인증모델의 열진공시험은 항공우주연구원의 열진공시험장비를 이용하여 2001년 12월과 2002년 3월, 두 차례에 걸쳐 수행되었다. 첫번째 열진공 시험에서는 우리별 3호를 개발할때 사용했던 L자형 장착기(L-fixture)를 사용하였고, 두 번째 시험에서는 새로 개발한 프레임 구조의 장착기를 이용하였다. 열평형 시험에서는국부적인 히터를 이용한 3축 자세모사 시험방식을 이용하여 시험하였다.
표T과 같은 열진공시험조건을 적용하여 과학위성 1호 인증모델의 열진공시험을 수행하였다. 표 2는 과학위성 1호의 주요 서브시스템의 저장및 동작 온도범위를 나타낸다.
대상 데이터
유한요소 열해석 상의 노드 수에 증가에 따라 우리별 3호의 준발사모델 (PFM: Proto-Flight Model)에 사용되었던 33개보다 많은 41개의 열전쌍을 사용하였다. (46개 중 열진공챔버와 L-자 장착기 크기제한으로 인해 TC15, TC33-36 등은 제외됨)시험은 그림 3과 같은 항공우주연구원의 직경 1m X 깊이 1.5m 열진공 챔버를 이용하여 수행하였다. 진공은 5 X* 10 Torr 이하로 유지하였다.
우리별 3호의 경우 스테인레스강으로 이루어진 L-자 장착기에 위성을 부착하여 시험되었다. 그러나 L-자 장착기가 위성 내부모듈의 주 방열면인 전력 모듈박스 바닥면의 복사열전달을 차폐하였고, 위성의 옆면인 +Z방향 전체 복사열전달도 차폐하였기 때문에 위성 내부모듈과 외부모듈의온도 차이가 지나치게 많이 나는 문제가 있었다.
설치하였다. 유한요소 열해석 상의 노드 수에 증가에 따라 우리별 3호의 준발사모델 (PFM: Proto-Flight Model)에 사용되었던 33개보다 많은 41개의 열전쌍을 사용하였다. (46개 중 열진공챔버와 L-자 장착기 크기제한으로 인해 TC15, TC33-36 등은 제외됨)시험은 그림 3과 같은 항공우주연구원의 직경 1m X 깊이 1.
성능/효과
2차 시험에서 사용된 장착기는 재질을 알루미늄 합금을 이용하여 스테인레스강보다 전도도를 좋게 하였고, 외부는 Kapton/VDA를 부착하여 복사열전달도 좋게 하였다. 또한 가벼운 무게의조립식 표준 프레임 바를 이용하여 취급과 조립이 용이하게 제작되었다.
열해석 계산값과 측정값을 비교해본 결과, 계산값과 측정값의 차이가 +/-2℃ 이내 임으로 유한요소 열해석 모델은 실제위성의 열특성을 잘 반영하고 있다.
프레임구조 장착기를 이용하여 열진공 시험을 수행한 결과, 위성체 내/외부모듈 사이의 온도 차이를 줄이고 고온/저온 담금상태 변환 시간을 줄일 수 있었지만, 우리별 3호 시험과는 반대로 내/외부모듈 사이의 온도차이가 10℃ 이하로 나게 되어 축전지 모듈의 경우, 일반적인 인증모델시험 범위보다 +/-20~30℃ 가혹한 시험이 이루어졌다. 이는 인증모델 시험으로서는 의미가 있지만, 향후비행 모델 시험에서는 주의를 요하는 부분이다.
후속연구
검토하였다. KAIST 인공위성 연구센터에서는 본 논문에서 나타난 문제점들을 보완하여 2003년 상반기까지 비행모델에 대한 열진공시험과 해석을 완료할 계획이다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.