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문제 정의
- 동일한 절차에 따라 수행되었다. 과학기술위성 3호는 150kg급 소형위성으로서 우주 및 지구관측 카메라를 탑재하고 있으며, 다기능 복합재(Multi-functional Structure), 리튬-이온 배터리(Li-ion Battery), 홀 추력기 및 제논공급 장치(Hall Thruster & Xenon Feeding System), 고성능 탑재 컴퓨터(ffigh-performance OBC) 등 첨단 기술의 우주검증을 목적으로 한다. 한편, 열/구조계의 경우 복합재료 샌드위치 패널을 이용하여 구조체 구성하였으며, 이를 통해 위성 구조체의 무게를 획기적으로 감소시켰다.
- 따라 발열량이 수시로 바뀌게 된다. 따라서, 궤도 열 해석 수행시 시간에 따른 모든 유닛 발열량에 대한 정보를 파악하도록 한다. 위성체 내부의 발열위치(전자보드 또는 구조체)에 적절한 Element를 선택하고 이에 주어진 열 경계조건을 입력하도록 한다.
- 이 에 상용 복합재료(USN150, URN300)를 사용하여도 온도요구 조건을 만족시킬 수 있는 지에 대한 검토가 초기열해석 단계에서 수행되었으며 그 가능성을 확인하였다. 따라서, 상용 복합재료를 쓰되 공학적 설계를 통해 이러한 어려움을 극복하고자 하였다.
- 버스는 주/부탑재체가 임무를 수행할 수 있도록 전력을 공급하고 지상과 데이터를 송수신하며, 임무 수행을 위한 위성자세를 제공하고 내부 유닛에 적절한 구조적 지지와 온도환경을 제공하는 것을 목적으로 한다. 이에 따라 버스는 전력계, 통신계, 명령 및 데이터 처리계, 자세제어계, 열/구조계로 나뉘어 각자의 임무를 수행하도록 한다.
- 버스의 일부인 구조계/열제어 계(Structure and Thermal Control Subsystem)는 위성 내부에 있는 모든 전자유닛, 광학 카메라 및 각종 센서가 잘 작동할 수 있도록 기계적 환경을 제공하는 것을 목적으로 한다. 구조계는 발사체로부터 위성에 전달되는 극심한 진동하중을 견디며 위성 내부 유닛들을 보호하고 지지구조를 제공하도록 한다.
- 본 기사에서는 소형 인공위성 열제어계 설계에 대한 전반적인 내용과 궤도상의 온도예측을 위한 전산 열해석 시뮬레이션 기법에 대해 개략적으로 서술하도록 한다.
- 앞서 언급한 바와 같은 위성의 열설계 절차에 의해 과학기술 위성 2호의 열해석이 단계별로 수행되었으며 이에 대해 서술하도록 한다.5)
- 구조계는 발사체로부터 위성에 전달되는 극심한 진동하중을 견디며 위성 내부 유닛들을 보호하고 지지구조를 제공하도록 한다. 열제어계는 우주에서 임무를 수행하는 동안 위성 내/외부 유닛의 온도가 작동허용 온도범위를 넘지 않도록 유지시켜 주는 것을 목적으로 한다.
- 인공위성의 열해석은 위성의 궤도와 자세를 고려한 3 차원 천이 전도 및 복사열전달 문제라고 정의내릴 수 있다. 인공위성의 열해석은 전체적인 열설계의 일부분이며, 위성 전체 시스템 차원의 정보를 얻기 위하여 수행된다. 위성설계 초기단계에서 열해석 모델은 시스템 요구조건 도출을 위한 기본적인 기초데이터를 산출에 사용된다.
가설 설정
- . 구조체 및 전장박스 내 가공성 확보를 목적으로 설계된 모든 곡선(곡면)은 직선평면)으로 단순화시킨다.
- 과학기술위성 3호의 경우, 고도가 약 600km 이며 이때의 압력은 lO’torr이하이다.2)따라서 대류열전달 (Convection Heat Transfer)의 영향은 충분히 무시할 수 있다. 즉, 위성에서는 열이 전달되는 메커니즘은 전도(Conduction) 와 복사(Radiation) 열전달밖에 없다.
- 과학기술위성 2호 열해석 모델의 경우 전자유닛 내부의전자보드(Board Level)까지 모사되어 있으며, 각 Board 상에 주요 발열체에서 열이 발생한다고 가정하여 실제 전자 부품의 온도를 예측할 수 있도록 하였다. 그림에 과학기술 위성 2호 FEM 모델의 전체적인 개형을 나타내었다.
- 과학기술위성 2호의 최종 형상을 바탕으로, 물리적으로 타당한 범위 내에서 해석 시스템을 최대한 단순화 시켜서 열해석 모델을 작성하였으며, 다음의 단순화 가정을 적용하였다.
- 그림 13에 궤도 열해석 모델을 나타내었다. 내부에서 발생하는 복사 열교환이 모두 고려되어 있으며, 전자유닛은 더미박스로 가정하였다.
- 열평형 시험에서 측정된 온도데이터와 STM 열 해석 모델에서 해석적으로 얻은 온도의 오차가 가장 작도록 (모든 측정지점과 히터 조합에 대해서 ±2℃ 이내) 열 해석 모델의 가정치(접촉 열저항, 복사 물성치 등등)를 보정하도록 한다. 이러한 과정을 통해 초기 열해석 모델은 더욱 신뢰성을 갖는 궤도 열해석 모델이 된다.
- 형상적 단순화와 더불어 내부유닛간의 전기적 연결을 위한 각종 하니스(Hamess), 유닛 고정을 위한 인서트(Insert) 는 열해석 모델에 포함하지 않는 것이 일반적인 가정이다. 또한, 위성 운용시에 발생 가능한 모든 궤도와 자세에 대한열해석을 수행하는 것은 현실적으로 불가능하므로 온도가 가장 높아질 수 있는 경우(Max.
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