[논문]저궤도 인공위성 열-구조 모델 열진공시험 결과를 활용한 열모델 보정

이장준; 김희경; 현범석

doi:10.5139/jksas.2009.37.9.916

초록
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우주공간에서 임무를 수행하는 인공위성의 열설계는 열모델을 활용한 열해석 결과를 바탕으로 수행되므로, 열모델의 정확성은 매우 중요하며 이것은 보정과정을 통하여 향상된다. 열모델의 보정은 인공위성이 열진공 챔버에 장착된 형상을 모사하는 모델링에서 시작하여 실제형상과 열모델간의 일치성에 대한 검증, 거시적 변수에서부터 미시적 변수에 이르기까지 열모델 변수에 대한 조정 등을 거쳐 주어진 성공 조건을 만족할 때까지 열모델을 지속적으로 수정하는 과정으로 이루어진다. 본 연구에서는 열모델 보정의 성공 기준을 수립하고 인공위성 열-구조 모델 열진공 시험결과를 활용한 열모델 보정을 수행하여 보정 기준을 충족시켰다. 본 연구에서 보정이 완료된 열모델은 저궤도 인공위성 상세 열설계에 적용될 수 있었다.

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Because thermal design of satellite carrying out mission in space is performed by thermal analysis result using thermal mathematical model, accuracy of thermal mathematical model is important and it can be improved by model correlation. Correlation steps of satellite thermal math model are composed ...

Because thermal design of satellite carrying out mission in space is performed by thermal analysis result using thermal mathematical model, accuracy of thermal mathematical model is important and it can be improved by model correlation. Correlation steps of satellite thermal math model are composed of modeling of satellite configuration placed in thermal vacuum chamber, verification of correspondence between thermal math model and real satellite configuration, and adjustment of modeling parameters from major part to minor part etc. In this study, correlation success criteria was established and correlation for satellite thermal math model was performed using result of thermal vacuum test of satellite structure-thermal model to meet the success criteria. The overall results satisfied the criteria and this correlated thermal model was applied for detailed thermal design of satellite.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구에서는 인공위성 열-구조모델의 열진공 시험결과를 이용하여 인공위성 열모델의 보정을 수행하는 과정과 결과에 대하여 살펴보았다.
본 연구에서는 저궤도 인공위성 열-구조 모델의 열진공 시험결과를 활용하여 열모델을 보정하는 과정을 정리하고, 그 결과를 나타내었다.
인공위성 열제어 측면에서 열진공 시험의 목적은 첫째로 인공위성 열제어 하드웨어의 설계와 성능을 검증하고 둘째로 궤도환경에서 발생 가능한 상황의 모사를 통해 인공위성의 열적안정성을 검증하며 셋째로 궤도상에서 임무를 수행할 인공위성의 온도를 올바르게 예측할 수 있도록 열모델의 보정을 위한 데이터를 획득하는 것이다.¹⁾

제안 방법

앞의 step0에서의 결과에 의하면 인공위성 열모델의 예측온도가 실제 시험결과에 비하여 전반적으로 낮은 경향을 보임에 따라 인공위성 외부 MLI의 방사율이 실제보다 크게 적용한 것으로 판단하고 이를 축소하였다. 그리고 탑재체측의 온도가 본체측 온도에 비하여 전반적으 로 예측결과가 낮게 나타난 사실에 주목하여 탑재체 -본체간 thermal conductive conductance를 증가시켰다. 이러한 step1에서의 보정작업을 거쳐 고온/저온 조건에서 모두 예측치와 실험치 간의 차이 평균이 0에 근접한 결과를 도출하였다.
본 연구에서 사용된 열진공 챔버는 열진공 시험기간 중 심연우주환경 모사를 위하여 -190℃의 저온 상태를 유지하게 되며, 인공위성 방열판에 부착된 히터를 통해 태양광과 같은 외부로부터의 열 입사를 모사하게 된다.
본 연구에서 소개된 열진공시험에서는 외부로부터의 열입사량을 모사하는 방법으로서 인공위성 방열면(Radiator)에 heater를 직접 장착하여 원하는 발열량을 모사하는 방법을 사용하였는데, Table 1에 시험기간 각 구간별 외부히터의 발열량 정보를 나타내었다.
본 연구에서 소개된 저궤도 인공위성은 크게 3부분으로 나뉘는데, 탑재체(Payload) 1모듈과 본체 (Lower avionics, Upper avionics) 2모듈로 구분된다.

대상 데이터

5에서는 인공위성 열진공 챔버에 장착된 형상을 모사한 열모델을 나타내었다. 본 연구에 사용된 열모델은 Thermal Desktop⁵⁾과 Sinda/ Fluint⁶⁾프로그램을 이용하여 개발되었다. 앞 장에서의 Fig.
또한 열모델 보정의 정확성을 확보하기 위하여 최소 2 set이상의 열평형 온도 dataset이 필요하게 되는데, 일반적으로 고온 조건에서 1개 이상의 dataset 그리고 저온 조건에서 1개 이상의 dataset을 사용하게 된다. 본 연구에서 열모델 보정에 사용된 열진공 시험 결과는 고온 조건과 저온 조건에서 각각 1set의 dataset이 사용되었다.
Table 3에 나타난 unit중 Table 2에 등장하지 않는 unit은 시험 기간 중 발열하지 않지만 인공위성에 장착되므로 모델 보정에 필요한 부품을 나타낸 것이다. 본 연구에서 열모델의 보정에 사용되는 대상 unit은 Table 3에 나타난 52개의 unit이다.
인공위성 열모델의 보정을 위하여 열진공 시험으로 획득하는 데이터는 저온 열평형 조건과 고온 열평형 조건에서 얻어진 온도데이터와 각 열평형 조건에서의 dummy box 발열량, 각 구간별 조건에서의 외부히터 발열량, 그리고 챔버 혹은 고정지지대와 같은 시험장치의 광학물성치와 온도 데이터 등이다.

성능/효과

3) 일반적으로 열모델의 보정을 위한 온도데이터를 획득하기 위하여 열진공 시험기간 중에 정해진 구간에서 인공위성의 시간별 온도변화량을 일정수준 이하로 유지시키게 되는데 본 연구에서 사용된 시험 온도데이터의 열평형 도달 조건은 1℃/4hr의 기준이 적용되었다.
Table 9에서의 열모델 보정은 주로 세부 unit의 열모델 보정에 초점을 맞추었다. 그 결과 모든 항목에서 보정 요구조건을 만족시켰으며 예측결과와 시험결과가 거의 비슷한 결과를 나타내는 것을 확인할 수 있었다. 인공위성 열모델 보정의 주된 방향은 예측결과와 시험결과의 전체적인 온도차이 경향을 확인하고 발열량과 광학물 성치를 조절하는 과정에서 출발하여 종국에는 세부 유닛의 conductance를 조절하는 방향으로 나아가는 것이 핵심이며 이와 같은 과정을 따를 경우 보정에 소요되는 시간을 단축할 수 있다.
본 연구에서 인공위성 열-구조 모델의 열진공 시험 결과물을 통하여 보정이 완료된 열모델은 저궤도 인공위성 상세 열설계에 적용될 수 있었다. 또한 본 연구를 통하여 얻어진 인공위성 열구조 모델의 열모델 보정경험과 결과는 저궤도 인공위성 실제 비행모델의 열진공/열평형 시험 결과를 이용한 열모델 보정에 활용될 계획이다.
인공위성 열모델의 보정은 몇 단계의 반복적인 과정을 수행하여 이루어지며, 전반적인 인공위성 해석결과와 실제 시험데이터와의 평균 차이를 줄이는 방향에서 시작하여 점차 세부 유닛의 열모델을 수정하는 방향으로 진행된다. 본 연구에서는 크게 3단계의 열모델 보정과정을 거쳐 보정이 이루어졌으며 그 결과 실제 시험데이터와 열모델의 해석결과 값의 차이를 보정 요구조건 이내의 범위로 만족시킬 수 있었다.
Table 7에서는 step1에서의 보정내용과 결과를 나타내었다. 앞의 step0에서의 결과에 의하면 인공위성 열모델의 예측온도가 실제 시험결과에 비하여 전반적으로 낮은 경향을 보임에 따라 인공위성 외부 MLI의 방사율이 실제보다 크게 적용한 것으로 판단하고 이를 축소하였다. 그리고 탑재체측의 온도가 본체측 온도에 비하여 전반적으 로 예측결과가 낮게 나타난 사실에 주목하여 탑재체 -본체간 thermal conductive conductance를 증가시켰다.

후속연구

본 연구에서 인공위성 열-구조 모델의 열진공 시험 결과물을 통하여 보정이 완료된 열모델은 저궤도 인공위성 상세 열설계에 적용될 수 있었다. 또한 본 연구를 통하여 얻어진 인공위성 열구조 모델의 열모델 보정경험과 결과는 저궤도 인공위성 실제 비행모델의 열진공/열평형 시험 결과를 이용한 열모델 보정에 활용될 계획이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	인공위성 열제어 측면에서 열진공 시험의 목적은 무엇인가?	인공위성 열제어 측면에서 열진공 시험의 목적은 첫째로 인공위성 열제어 하드웨어의 설계와 성능을 검증하고 둘째로 궤도환경에서 발생 가능한 상황의 모사를 통해 인공위성의 열적안정성을 검증하며 셋째로 궤도상에서 임무를 수행할 인공위성의 온도를 올바르게 예측할 수 있도록 열모델의 보정을 위한 데이터를 획득하는 것이다.1)
	열모델의 정확도가 높을수록 열해석 결과의 신뢰도가 상승하며 열설계의 안정성이 향상되는 이유는 무엇인가?	우주공간에서 임무를 수행하는 인공위성의 열설계는 열모델을 이용한 열해석 결과를 활용하여 수행되기 때문에 열모델의 정확도가 높을수록 열해석 결과의 신뢰도가 상승하며 열설계의 안정성이 향상된다. 인공위성 열모델은 열진공 시험결과를 활용한 보정과정을 통하여 정확도를 향상시 킬 수 있다.
	인공위성 열모델의 보정의 정확성을 확보하기 위하여 무엇이 필요한가?	또한 열모델 보정의 정확성을 확보하기 위하여 최소 2 set이상의 열평형 온도 dataset이 필요하게 되는데, 일반적으로 고온 조건에서 1개 이상의 dataset 그리고 저온 조건에서 1개 이상의 dataset을 사용하게 된다. 본 연구에서 열모델 보정에 사용된 열진공 시험 결과는 고온 조건과 저온 조건에서 각각 1set의 dataset이 사용되었다.

참고문헌 (6)

David G. Gilmore, "Spacecraft Thermal ControlHandbook", Vol 1. 2nd Edition, 2002, p. 746
Peter Fortescue, John Stark, GrahamSwinerd, "Spacecraft Systems Engineering",Third Edition, 2002, p. 386
Robert D. Karam, "Satellite Thermal Controlfor Systems Engineers", Volume 181, 1998, p. 243
이장준, 김희경, 현범석, “궤도환경 열모델의 보정을 위한 steady 열해석 모델의 도입과 활용”, 한국항공우주학회 2007 추계학술발표회논문집, 2007, p. 1786
Thimothy D. Panczak, Steven G. Ring,Mark J. Welch & David Johnson, ThermalDesktop User's Manual Version 4.8, ColoradoC&R Technologies, Inc., 2005
B. A. Cullimore, S. G. Ring & D. A.Johnson, SINDA/FLUINT User's Manual Version4.8, Colorado, C&R Technologies, Inc., 2005.

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