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문제 정의
- 본 논문에서는 기능시험, 열주기시험 및 뱃터리 Reconditioning에 대한 시험항목과 시험방법 , 시 험절차에「대하여 정 리한다"또한 열주시 시험 전/후의 시험결과를 비교하여 성능이 양호함을 확인한다.
제안 방법
- 2개의 CES는 열방출용 시험보조기구를 이용하여 방향성과 위치에 대한측정 결과는 표 13과 표 14와 같고, 각각의 표의 결과처럼 열주기 시험 전/ 후의 결과가 같음을 확인하였다 자동 시험 시퀀스인 A_CES_STIM 를 이용하였다.
- 4개의 RWA에 대한 정 방향/부방향의 run- up & down 시간을 검사하고, 3개의 GYRO에 대해서는 동작 전류를 검사하고, 2개의 SADA에 대해서는 방향성과 위치를 측정하고, 2개의 CES는 열방출용 시험 보조기구를 이용한 방향성을 검사한다.
- PFM 위성용 뱃터리는 유지관리 계획에 의거하여시험절차서 (GX-21S-06)에 따라63시간동안충전과 방전을 통하여 reconditioning을 수행 하면서 뱃 터 리를 구성하는 각 셀들의 특성을 점검하였다.
- 기능시험을 위하여 준비 행위성과 지상지 원장 비의 연결 전 표 4와 같은 시험절차서에 의해 전기 지상 지원 장비에 대한 검증시험을 수행하였다.
- 다목적실용위성 1호 Storage plan(SE-19) 에 의하여 1999년부터 매년 준비행모델 위성에 장착된 전장품에 대한 기능시험과 열주기 시험을. 수행하여위성 부분품들의 성능이 양호함을 확인하고 있다.
- 또한 위성 소프트웨어로 제어되는 총 6개의 히터 (각각의 Platform에 2개씩 장착)의 동작을 챔 버 안의 온도의 변화에 따라 Cold Soak 기간동안 트리 거 되어 Enable/Disable 동작을 확인한다.
- dolly 에 장착하였다. 또한 챔 버 온도를 제어하기 위한 센서를 후면에/챔버 내의 온도의 일관성의 지표를 만들기 위해왼쪽 벽에 장착하였다. : Hot 주기 동안 온도 충격의 범위 (+37 to +43 oC) 와 Cold 주기 동안에는 온도충격 범위 (-8 to -2 oC) 에 대한 기준을「Propulsion platform에.
- 있다. 뱃터리 유지관리 계획에 의거하여 시험 절차서 (GX-21S-06)에 따라 135시간 동안 충전과 방전을 통하여 reconditioning을 수행하면서 뱃터 리를 구성하는 각 셀들의 중전/방전 특성을 점검하며 이 후 저온 냉장고에 trickle charge 상태로 보관한다. 시험은 아래와 같은 시험항목과 일정에 의거하여 시험을 진행한다.
- 시험이다. 시험은 프로세서의 Primary 와 Redundant 각각에 대하여 Bootup 후 위 성 텔 리 메트리를 검사하여 프로세서와 서브시스템의 상태를 점검 한다.
- 열주기 시험 전에 위성체의 온도 변화를 감시하고 측정하기 위하여 3개의 온도센서를 3개의 Platform (nadir, central, and propulsion) 의 대표적인 위치에 장착하였고, 추가적으로 adapter ring 과 spacecraft dolly 에 장착하였다. 또한 챔 버 온도를 제어하기 위한 센서를 후면에/챔버 내의 온도의 일관성의 지표를 만들기 위해왼쪽 벽에 장착하였다.
- 열주기 시험 전후로 실시한 기능시험 결과 PFM 위성 각 서브시스템의 전장품의 성능이 보관으로 인한 심각한 감쇠없이 동작함을 아래와 같이 확인하였다. 시험 전에 위성 기능체시험장비와 PFM.
- 연결하여 기능시험과.열주기 시험을 수행하였다.
- 원격측정명령계의 구성 중 프로세서를 포함한 디지털 부, RF 그리고 GPS 중, 디지털 처리부에 대한 시험 으로 위 성 명 령 에 사용되는 Real-time, ATC, RTCS 명령들을 송출하고 원격측정데이터를 수신하여 위성 통신링크가 제대로 동작하는지를 검사한다.
- 스시스템 의 각 전자 장비 들을 ON시 키 고 .이때 측정 된 In-rush 전류와 측정된 텔 리 메 트리 정보를 이 용하여 전력 소모량을 측정하였고, 열주기 시험 전/후의 파워 변화 결과는 각각 표 5와 표 6과 같다.
- 자세제어계에서는 모터장비가 장착된 센서 (GRA, CES)와 구동기(RWA, SADA)에 대한 장기간 보관으로 인한 성능감쇠를 측정하였다.
- 전력계의 시험은 위성의 탑재장비를 제외한 버스시 스템 의 각 전자 장비 들의 전력 소모량을 측정 하는 시험으로, 시험방법은 각 전자 장비를 ON 시키고 이때 측정된 In-rush 전류와 측정된 텔리메트리 정보를 이용하여 전력을 계산한다.
이론/모형
- 기능시험은 열주기 시험 전/후에 수행하는 시험으로 KOMPSAT-1 PFM Satellite Storage Plan에 따라 시험절차서 (GX-PFM-090)에 의거하여 아래와 같이 서브시스템의 시험항목을 선정하여 위성의 .기능을 검증하였다.
성능/효과
- 2개의 SADA에 대해서는 방향성과 위치에 대한 측정 결과는 표 11과 표 12와 같고, 각각의 표의 결과처럼 열주기 시험 전/후의 결과가 같음을 확인하였다. 자동 시험 시퀀스인 A_SADA_ TRACA 와 A_SADA_SLEWA 를 이용하였다.
- 변화 데 이 터 는 그림. 3 과 같고, 또한 열변화에 따른 위성 히터의 동작 상태도 양호하게 동작함을 확인하였다.
- 3개의 GYRO에 대해서는 rotor의 동작 전류 와온 도에 대한 결과는 표 9와 표 10과 같고, 각각의 표의 결과처럼 열주기 시험 전/후의 결과가 같음을 확인하였다. 자동시험 시 퀀스인 A_ GRA„EARTHA 와 A_GRA_EARTHB 를 이 용하였디.
- 4개의 RWA에 대한 정방향과 부방향에 대한 run-up & down 시간 측정 결과는 표 7과 표 8과 같고, 각각의 표의 결과처 럼 열주기 시험 전/후의 결과가 같음을 확인하였다. 자동 시험 시퀀스인 arw_ NEG 와 ARW_POS를 이용하였다.
- 매년 Storage . Plan에 의 거 하여 준비 행모델 에 장착된 전장품에 대한, 기능시험과 열주기 시험을 수행하였고, 시험 결과 위성 부분품들의 성능이 보관에 따른 성능감쇠 없이 양호함을 확인하였다. 다만 위성 뱃터리의 경우는 셀의 충/방전 특성이 .
- 성공적으로 확인하였다. 또한 위성 프로세서의 EEPROM에 장착된 Flight Software의 버전을 검사하여 표.1과 같음을 확인하였고, NO-OP 명령을 10회 송출하여 명령이 정확히 수신되고 실행이 되었음을 확인하였다.
- 시험 결과 방전모드의 경우에서 뱃터리 셀 #15, #19, #20, #21 및 #끄를 제외한 모든 뱃터리 셀은 심각한 감쇠가 발견되지 않아 정상임을 확인하였고, 이로서 뱃터 리 는 위 성용으로는 부적 합함을 알 수 있고 단지 지상 시험용으로사용할 것을 결론지었다. 현 재 PFM Battery는 저 온 냉 장고 에 trickle charge 상태로 후의 사용을 위해 보관하고 있다.
- 위성과 위성 기능체 시험장비와의 통신링크가 제대로 설정이 되고, 위성 명령 중 Real-time, ATC, RTCS 명령 등이 위성 3개의 프로세서에서 명령의 손실 없이 수신되고 실행이 되었음을 자동시험시퀀스인 C_TC_CHECK를 통하여 성공-적으로 확인하였다.
- 시험 시퀀스인 E_PWR_PROFILEA 와 E_PWR_PROFILEB를이용하여 시험하였다. 표의 결과와 같이 열주기 시험으로 인한 장비의 전력변화는 없음을 성공적으로 확인하였다.
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