[논문]과학기술위성 3호의 리튬 이온 배터리 운용 시스템 개발

박경화; 김철호; 임철우; 김진규

doi:10.5139/jksas.2009.37.11.1157

과학기술위성 3호의 리튬 이온 배터리 운용 시스템 개발
Development of STSAT-3 Battery Management System 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.37 no.11, 2009년, pp.1157 - 1163

박경화 (한국과학기술원 인공위성연구센터) , 김철호 (한국과학기술원 전기 및 전자공학부) , 임철우 (한국과학기술원 인공위성연구센터) , 김진규 (한국과학기술원 인공위성연구센터)

초록
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본 논문은 과학기술위성3호 리튬이온 배터리의 배터리 운용 시스템에 대해 소개한다. 위성에 전력을 공급하기위한 리튬이온 배터리의 요구조건과 리튬 이온 배터리의 운용 시스템의 전반적인 디자인 방법들을 설명하였다. 더 나아가 이러한 설계 내용들을 검증하기 위하여 검증 모델을 제작하여 기능 테스트들을 수행하였고 이러한 결과 들을 통해서 BMS와 사용된 리튬이온 cell의 성능을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

This paper introduces the lithium ion battery management system for STSAT-3 satellite. The specifications of lithium ion battery unit are proposed to supply power to the satellite and the overall electrical design for lithium ion battery BMS is presented. Furthermore, the test results of battery man...

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

따라서 본 논문에서는 STSAT-3의 리튬 이온 배터리를 위한 배터리 운용 시스템을 소개하고 이의 디자인 방법을 소개하였다. 그리고 설계를 검증하기위한 시험 결과를 나타내었다.
리튬 이온 배터리를 위성의 에너지 저장원으로 사용함으로써 specific energy가 증가하였고 같은 전압을 생성하기위해 사용된 cell의 개수가 Ni-Cd 배터리의 3분의 1정도로 감소하였다. 리튬 이온 배터리는 과 충전에 민감한 특성을 가지기 때문에 이를 보완하고 배터리의 수명을 연장시키기 위해서 제작한 BMS의 설계방법을 소개하였다. 그리고 설계된 BMS의 동작을 입증하기위해서 검증모델을 제작하여 테스트 하였다.
본 논문에서는 과학기술위성 3호의 리튬 이온 배터리를 소개하였다. 리튬 이온 배터리를 위성의 에너지 저장원으로 사용함으로써 specific energy가 증가하였고 같은 전압을 생성하기위해 사용된 cell의 개수가 Ni-Cd 배터리의 3분의 1정도로 감소하였다.

제안 방법

이상이 되면 켜지게 된다. CEM은 능동 전압 안정화 회로 기법을 사용하며 토폴로지는 fly back를 변형하여 사용하였다.
그림 11은 CEM 회로의 동작을 테스트한 결과를 보여주고 있다. cell 전압 안정화 테스트를 수행하기 위하여 임의로 일곱 번째 cell을 방전하여 가장 높은 cell 전압과 120mV 정도의 격차가 생기도록 하였다. 과학기술위성 3호의 CEM은 타 위성의 BMS 와 달리 위성 배터리의 안정성을 위하여 각 셀의 충전 정도에 관계없이 각 cell 의 전압을 모니터링 하다가 최대 cell 과 최소 cell의 전압 차이가 SOC ±5%가 벌어질 경우 전압 안정화 동작을 시작하게 된다.
리튬 이온 배터리는 과 충전에 민감한 특성을 가지기 때문에 이를 보완하고 배터리의 수명을 연장시키기 위해서 제작한 BMS의 설계방법을 소개하였다. 그리고 설계된 BMS의 동작을 입증하기위해서 검증모델을 제작하여 테스트 하였다. 이러한 장점과 테스트 결과 들은 리튬 이온 배터리를 인공위성에 사용하는 것에 대한 신빙성과 타당성을 뒷받침 해준다.
이 회로의 1차측은 하나의 MOSFET 스위치를 사용하여 간소화되었고 변압기는 모두 8개의 출력이 감겨있는 형태를 가진다. 그리고 컨버터의 2차측은 변압기 제작을 위해 사용되는 보빈의 핀 수를 줄이기 위해서 정류기가 컨버터의 low side에 위치하도록 기존의 구조를 변형하였다. CEM도 BCM과 유사하게 주 회로의 고장 시 이를 대체할 보조 CEM 회로가 존재한다.
5%에 도달하면 CEM은 동작을 종료 하게 된다. 배터리 전압의 선형성을 가정할 때 SOC ±2.5% (50mV)로 Cell간 gap을 줄이기 위해서는 SOC ±5%(100mV)에서 CEM 동작을 시작한 이후로 5시간 정도 (4cycle)의 시간이 소요되도록 CEM을 설계하였다. 과학기술위성 3호에 사용된 Yardney 사의 데이터에 따르면 6000cycle의 충 방전 동안 100mV의 gap 이 발생한다는 자료가 있으므로 이러한 전압 안정화 시간은 충/방전에 따른 Battery gap의 dispersion 속도보다 매우 빠른 값이다.

이론/모형

그리고 OBC로 전송되는 데이터를 그림 6에 표현하였다. 그림 6와 같이 전송된 데이터를 디스플레이 하고 기록하기 위하여 본 센터에서 자체 개발된 S3manager 프로그램이 사용되었다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	과거 우주용 배터리로 많이 사용되었던 배터리는 무엇인가?	과거에는 Ni-Cd나 Ni-H2 배터리가 우주용 배터리로서 많이 사용되어왔다[1]. 이에 비해 표 1에 나타나 있듯이 리튬 이온 배터리는 높은 에너지 밀도와 낮은 자가 방전률, 긴 수명, 그리고 넓은 동작온도 범위라는 특징을 가진다[2], [3].
	리튬 이온 배터리의 특징은 무엇인가?	과거에는 Ni-Cd나 Ni-H2 배터리가 우주용 배터리로서 많이 사용되어왔다[1]. 이에 비해 표 1에 나타나 있듯이 리튬 이온 배터리는 높은 에너지 밀도와 낮은 자가 방전률, 긴 수명, 그리고 넓은 동작온도 범위라는 특징을 가진다[2], [3]. 따라서 이러한 장점들 때문에 무게와 부피에 매우 민감한 인공위성 분야에서 리튬 이온 배터리가 Ni-Cd나 Ni-H2를 대체해 가고 있는 추세이다[4].
	태양 전력조절기는 태양이 떠 있는 기간에는 어떤 역할을 하는가?	SPR은 태양이 있는 sunlight 기간 동안에는 위성 시스템에 직접 전력을 공급한다. 그리고 식(蝕) 동안이나 sunlight 구간이라도 SPR의 생성전력 보다 위성이 소비하는 전력이 더 많은 때에는 리튬이온 배터리가 위성에 전력을 공급하게 된다.

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상세보기
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