대한항공 기술연구원은 한국과학기술원 인공위성연구센터의 과학기술위성 2호 태양전지 배열기 비행모델을 순수 국내기술로 개발하고, 그 성능을 발사환경시험, 궤도환경시험 그리고 모사 태양광 조사 시험을 통해 검증하였다. 개발된 태양전지 배열기가 탑재된 과학기술위성 2호는 국내 최초의 소형위성 발사체인 KSLV-I에 탑재되어 2010년 5월 나로우주센터에서 발사될 예정이며, 발사 후 위성 운용 데이터를 통해 저궤도에서의 개발된 국산 태양전지 배열기의 우주 인증을 수행할 예정이다. 본 연구에서는 과학기술위성 2호 태양전지 배열기의 전력 성능에 영향을 미치는 요소들을 태양전지 등가모델에 적용하여 태양전지 배열기의 전력 특성을 나타내는 전류-전압 곡선을 도출하고, 이를 모사 태양광 조사를 통한 성능 시험 결과와 비교함으로써 태양전지 등가 모델 및 전력 성능 시뮬레이션의 적합성을 검증하였다. 본 논문의 태양전지 배열기 등가 모델 및 전력 성능 시뮬레이션은 과학기술위성 2호의 관제 운용에 있어, 전 임무기간 동안 생성 전력용량에 따른 최적의 부하운용에 사용될 수 있을 것으로 예상된다.
대한항공 기술연구원은 한국과학기술원 인공위성연구센터의 과학기술위성 2호 태양전지 배열기 비행모델을 순수 국내기술로 개발하고, 그 성능을 발사환경시험, 궤도환경시험 그리고 모사 태양광 조사 시험을 통해 검증하였다. 개발된 태양전지 배열기가 탑재된 과학기술위성 2호는 국내 최초의 소형위성 발사체인 KSLV-I에 탑재되어 2010년 5월 나로우주센터에서 발사될 예정이며, 발사 후 위성 운용 데이터를 통해 저궤도에서의 개발된 국산 태양전지 배열기의 우주 인증을 수행할 예정이다. 본 연구에서는 과학기술위성 2호 태양전지 배열기의 전력 성능에 영향을 미치는 요소들을 태양전지 등가모델에 적용하여 태양전지 배열기의 전력 특성을 나타내는 전류-전압 곡선을 도출하고, 이를 모사 태양광 조사를 통한 성능 시험 결과와 비교함으로써 태양전지 등가 모델 및 전력 성능 시뮬레이션의 적합성을 검증하였다. 본 논문의 태양전지 배열기 등가 모델 및 전력 성능 시뮬레이션은 과학기술위성 2호의 관제 운용에 있어, 전 임무기간 동안 생성 전력용량에 따른 최적의 부하운용에 사용될 수 있을 것으로 예상된다.
The KOREAN AIR - R&D Center has developed a solar array for STSAT-2 Flight Model, SaTReC-KAIST, using a fully localized technology and has verified the performance through a launch vibration test, orbit environment test and electrical performance test. The solar array will be launched at NARO Space ...
The KOREAN AIR - R&D Center has developed a solar array for STSAT-2 Flight Model, SaTReC-KAIST, using a fully localized technology and has verified the performance through a launch vibration test, orbit environment test and electrical performance test. The solar array will be launched at NARO Space Center by KSLV-I which is the first Korean launch vehicle, in May 2010. In this paper, a current-voltage curve that shows the power characteristics of solar arrays was derived by applying elements that affects the power performance of STSAT-2's solar arrays to the solar cell equivalent models. The result was compared to LAPSS test results, and accuracy of the solar cell equivalent model and the power performance simulation has been analyzed.
The KOREAN AIR - R&D Center has developed a solar array for STSAT-2 Flight Model, SaTReC-KAIST, using a fully localized technology and has verified the performance through a launch vibration test, orbit environment test and electrical performance test. The solar array will be launched at NARO Space Center by KSLV-I which is the first Korean launch vehicle, in May 2010. In this paper, a current-voltage curve that shows the power characteristics of solar arrays was derived by applying elements that affects the power performance of STSAT-2's solar arrays to the solar cell equivalent models. The result was compared to LAPSS test results, and accuracy of the solar cell equivalent model and the power performance simulation has been analyzed.
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문제 정의
태양전지 배열기의 전기적 설계 결과 및 운용 특성을 분석함으로써, 수치해석이 어려운 다접합 태양전지의 등가 해석모델및 전력 생성 성능 분석 방법을 제시하고, 이를 이용해 분석된 전력생성능력 분석 결과가 실제 장착된 비행모델(Flight Model, FM) 태양전지 배열기의 모사 태양광 조사 시험 결과 값(Large Area Pulsed Solar Simulation Test, 이하 LAPSS Test)과 일치되는지 비교함으로써, 전력성능 예측 방법 및 태양전지배열기 비행모델의 전기적 설계 적합성을 검증한다. 또한 이를 통해 운용시 최적부하운용을 수행할 태양전지 배열기의 전력 특성을 제시한다.
할 수 있는 방안을 제시하였다. 또한 과학기술 위성 2호 태양전지 배열기의 전력설계 및 제작 결과를 이용해 각 태양전지배열기별 전류-전압 곡선을 시뮬레이션하고 이를 LAPSS 시험결과와 비교하여, 태양전지 배열기의 설계 과정 및 결과를 검증하고, 그 성능이 유효함을 확인할 수 있었다.
가설 설정
또한 제시된 오차는 각 부하 지점에 따라 다르게 나타날 가능성도 있으므로, 태양전지 배 열기의 특성을 나타내는 모든 전력 특성 변수들은 LAPSS 시험에 있어 최대 ±5%의 오차를 가질 수 있다고 가정하였다.
본 논문에서는 위성의 최대전력추적기가 태양 전지 배열기의 최대 전력 생성점의 추적 정확도가 높다 가정할 때. 태양전지 배열기의 전기적 설계 결과 및 운용 특성을 분석함으로써, 수치해석이 어려운 다접합 태양전지의 등가 해석모델및 전력 생성 성능 분석 방법을 제시하고, 이를 이용해 분석된 전력생성능력 분석 결과가 실제 장착된 비행모델(Flight Model, FM) 태양전지 배열기의 모사 태양광 조사 시험 결과 값(Large Area Pulsed Solar Simulation Test, 이하 LAPSS Test)과 일치되는지 비교함으로써, 전력성능 예측 방법 및 태양전지배열기 비행모델의 전기적 설계 적합성을 검증한다.
제안 방법
시험 온도는 사용된 태양전지의 특성을 가장잘 모사할 수 있는 온도인 25℃에서 진행되었다. LAPSS 시험은 시험시 광원의 파장 및 광도를 교정하기 위해 필요한 SWS(Secondary Working Standard) 태양전지의 수급상의 문제로 각 태양 전지 제조사의 시험 시설에서 수행되었다.
일반적으로 인공위성에 사용되는 태양전지는한 가지 종류의 태양전지를 선정하여, 전력 특성을 확인한 후, 특성이 같은 한 가지 종류의 태양전지를 사용한다. 그러나 과학기술위성 2호는 우주용 태양전지시스템의 국산화 제작기술을 검증하고, 국산화 태양전지시스템의 성능을 비교, 검증하기 위하여, 준비행모델(PFM)에는 우주인증이 완료된 중국에서 제작된 태양전지배열기을 수입 하여 사용하고, 비행모델에서는 이와 동일한 사양의 태양전지 셀을 이용하여 국내 인력의 설계 요소를 반영, 회로, 구조물 및 기타 재료를 새롭게 구성하여 설계/제작한 태양전지배열기을 이용하였다.
따라서 본 논문에서는 그림 4의 태양전지 적층단면을 고려해 직접 입사를 일으키는 Rs1을 GaInP 재질의 이론값으로 고정하고, I-V 곡선의 곡선 최적화(Curve Fitting)을 좌우하는 나머지 병렬 저항을 하나의 등가 저항 Rsh 로 단순화하는 방법으로 태양전지를 근사 등가화 하였다.
또한 과학기술위성 2호의 태양전지 배열기가 최대전력추적기(Maximum Peak Power Tracker, 이하 MPPT)를 사용하므로, 부하 지점은 MPPT 의 오차와 온도를 고려하더라도 위성의 부하와는 상관없이 Vmp 부근에서 최대량의 전력을 생성 하는 특성을 이용해, 최대 부하지점에서 # =0인 동작 특성을 통해 나머지 변수인 VT , I0 , Rs1 을 다음과 같이 정리하였다.
본 논문에서는 태양전지 구매시 제작사에서 제공되는 정보인 개별 태양전지의 단락전류(Isc), 개방전압(Voc), 최대전력점(Pmp = Vmp x Imp) 값을 이용해 제작된 태양전지 배열기에 해당하는 Isc, Voc, Imp, Vmp를 산출하고, 2.3절에서 정리한 수치 해석 모델에 이 수치를 적용하여 BOL, 25℃ 환경조건에 해당하는 각 태양전지 배열기의 전력 생성량을 추정하고 이를 LAPSS 시험 결과와 비교하여 적용 타당성을 검증한다.
시험은 10,000 단위 이하에서 조절되는 청정시설안에서 배열기 패널당 6번 시험한 결과의 평균 치를 이용하여 평균화 되었고, 시험의 간결성을 위해 Isc, Pmp, Voc, 그리고 전력 특성 지점인 VLOAD=54V의 4점 정보만을 추출하는 방식으로 진행되었다. 그림 15는 주 태양전지 배열기 중 STSAT2-1410-1 태양전지배열기의 LAPSS 시험 결과를, 그림 16는 STSAT2-2410-1 태양전지배열기의 LAPSS 시험결과를 나타낸다.
시험은 100,000 단위 이하에서 조절되는 청정 시설 안에서 배열기 패널당 4 시험한 결과의 평균치를 이용하여 평균화 되었고, 시험의 정확성을 위해 Isc, Pmp, Voc, 그리고 전력 특성 지점인 VLOAD=54V의 4점 정보와 4점 정보가 나타내어지는 주변의 16개 지점에서의 정보를 추가적으로 산출하는 방식으로 진행되었다.
이를 위해 본 논문에서는 식(4)의 Rsh를 태양 전지 제조사별 시험적 통계 수치로 고정시키고, 이에 따른 V out/Rsh 항을 부하전압에 따라 상수로 감산해주는 방법으로 전력 분석을 수행하였다.
본 논문에서는 위성의 최대전력추적기가 태양 전지 배열기의 최대 전력 생성점의 추적 정확도가 높다 가정할 때. 태양전지 배열기의 전기적 설계 결과 및 운용 특성을 분석함으로써, 수치해석이 어려운 다접합 태양전지의 등가 해석모델및 전력 생성 성능 분석 방법을 제시하고, 이를 이용해 분석된 전력생성능력 분석 결과가 실제 장착된 비행모델(Flight Model, FM) 태양전지 배열기의 모사 태양광 조사 시험 결과 값(Large Area Pulsed Solar Simulation Test, 이하 LAPSS Test)과 일치되는지 비교함으로써, 전력성능 예측 방법 및 태양전지배열기 비행모델의 전기적 설계 적합성을 검증한다. 또한 이를 통해 운용시 최적부하운용을 수행할 태양전지 배열기의 전력 특성을 제시한다.
대상 데이터
과학기술위성 2호 태양전지 배열기 제작에는두 가지 종류의 태양전지가 사용되었다.
5%의 효율을 갖는 갈륨-비소(GaAs) 다 접합 태양전지이다. 과학기술위성 2호는 면적 대비 효율이 우수한 GaAs 다접합 태양전지 중에서 GaAs/GaInP/Ge 형태의 삼중접합 태양전지를 사용하였다. 사용된 GaAs 다접합 태양전지는 기존의 실리콘 태양전지보다 30% 정도의 무겁고, 기본재질인 GaAs가 높은 취성을 갖는 단점에도 불구하고, 단위전압이 높고, 최신의 실리콘 태양전지와 비교해 약 60% 높은 전력 변환 효율로 인해, 소형위성 뿐 아니라 대형의 정지궤도 위성까지 그 사용 영역을 점차 확대해 나가고 있다.
보조 태양전지 배열기는 미국 EMCORE사의 ATJ 태양전지를 이용해 제작되었으며, 약 27.5%의 전력 변환 성능을 갖는 InGaP/InGaAs/Ge의 구조의 삼중접합 태양전지 25개를 이용해 1개의 스트링과 회로를 구성하고 있다. 표 2는 각 태양전지의 대표적 성능 지표를 나타내며, 표 3은 제작된 태양전지 배열기의 스트링 및 배열기 회로의 구성을 보여준다.
보조 태양전지 배열기는 표 3에서 언급한 것과 같이 미국 EMCORE사의 삼중접합 태양전지 25개를 이용해 제작된 1개의 스트링으로 구성된다. 스트링은 2개의 역전류 방지 다이오드가 병렬로 연결되는 방식으로 보호되며, 태양전지 배 열기의 (+)단자와 (-)단자는 단자당 각각 2개씩 구성된 3.
보조 태양전지 배열기의 LAPSS 시험은 보조 태양전지 배열기에 사용된 태양전지 제조사인 미국 EMCORE사의 태양전지 제조공장내 시험시설에서 진행되었다.
이러한 이유로 주 태양전지배열기에는 중국 TIPS사의 TJ CIC 태양전지 셀이, 보조 태양전지 배열기에는 미국 EMCORE Photo-voltaic사의 ATJ CIC 태양전지 셀이 사용되었다. 주 태양전지 배열기에 사용된 주 태양전지는 GaInP/GaAs/Ge의 구조를 갖는 삼중접합 태양전지로서 약 25.
전술한 바와 같이, 과학기술위성 2호는 GaAs/ GaInP/Ge 계열의 삼중접합 태양전지를 사용하여 제작되었다. 주 전력을 생성하는 주 태양전지 배열기에는 중국 TIPS사의 TJ CICs이 사용되었고, 보조 태양전지 배열기에는 미국 EMCORE 사의 ATJ CICs가 사용되었다.
전술한 바와 같이, 과학기술위성 2호는 GaAs/ GaInP/Ge 계열의 삼중접합 태양전지를 사용하여 제작되었다. 주 전력을 생성하는 주 태양전지 배열기에는 중국 TIPS사의 TJ CICs이 사용되었고, 보조 태양전지 배열기에는 미국 EMCORE 사의 ATJ CICs가 사용되었다. 태양전지 각각의 전력 특성 변수는 AM0(Air Mass 0)의 다파장 모사태양광시험을 통해 측정된 수치가 제공되었 으며, 과학기술위성 2호에 사용된 태양전지의 변수 평균치는 표 4와 같다.
주 태양전지 배열기는 표 3과 같이 중국 TIPS 사의 삼중접합 태양전지 25개를 이용해 제작된 9개의 스트링으로 구성된다. 각 스트링은 역전류 방지 다이오드로 보호되며, 태양전지 배열기의 (+)단자와 (-)단자는 단자당 각각 6개씩 구성된 3.
주 태양전지 배열기의 LAPSS 시험은 주 태양 전지 배열기에 사용된 태양전지 제조사인 중국 TIPS 사의 텐진 시험 시설에서 진행되었다.
1%의 전력 변환 성능을 가지고 있으며, 스트링당 25개의 태양전지를 직렬로 연결하고 각 스트링당 역전류 방지용 다이오드를 부착하는 방식으로 제작되었다. 패널당 9개의 스트링을 병렬로 연결하는 방식으로 제작되었으며, 총 225개의 태양전지가 사용되었다.
데이터처리
I-V 곡선을 그리기 위해서 2.3절에서 언급한 방법에 표 6의 변수를 적용하여 시뮬레이션을 수행하였고, 그 결과, 그림 11과 그림 12와 같은 결과를 도출하였다.
성능/효과
그림 19 ~ 그림 22 까지의 시뮬레이션 대 LAPSS 시험 결과의 비교에서 제안된 등가모델이 허용된 오차범위 안에서 시험 결과에 적절하게 대응됨을 알 수 있었다. 또한 일반적인 위성 전력계 설계에 있어, 시스템 설계 단계에서 수행 하는 에너지 평형 해석 결과와 전력계 요구조건 사이에 5%이상의 설계 마진을 갖도록 설계하므로 ±5% 이내의 오차 내에서의 결과 일치는 제시된 분석 방법이 타당함을 나타낸다 할 수 있다.
할 수 있는 방안을 제시하였다. 또한 과학기술 위성 2호 태양전지 배열기의 전력설계 및 제작 결과를 이용해 각 태양전지배열기별 전류-전압 곡선을 시뮬레이션하고 이를 LAPSS 시험결과와 비교하여, 태양전지 배열기의 설계 과정 및 결과를 검증하고, 그 성능이 유효함을 확인할 수 있었다.
또한 일반적인 위성 전력계 설계에 있어, 시스템 설계 단계에서 수행 하는 에너지 평형 해석 결과와 전력계 요구조건 사이에 5%이상의 설계 마진을 갖도록 설계하므로 ±5% 이내의 오차 내에서의 결과 일치는 제시된 분석 방법이 타당함을 나타낸다 할 수 있다.
시뮬레이션을 위해 사용된 제조사 제공의 태양전지 단위의 전력 특성 변수 또한 시험에 대해 최대 ±2%의 오차를 가지는 것으로 제조사에서 밝히고 있으므로, 과학기술위성 2호 태양전지 배 열기의 LAPSS 시험 결과와 시뮬레이션 결과는 최대 ±5%의 오차를 가질 수 있다.
후속연구
이러한 비교 연구를 통해 태양전지 배열기의 등가 모델을 과학기술위성 2호에 맞도록 보정하고, 여기에 온도, 방사선 피폭량, 대전입자 효과를 포함해 태양전지 배열기 등가 모델을 과학기술위성 2호의 태양전지 배열기용으로 최적화함으로써, 등가모델을 과학기술위성 2호의 관제 운용에 이용하여, 전 임무기간 동안 생성 전력용량에 따른 최적의 부하운용이 가능하게 하는데 활용될 수 있을 것으로 기대한다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
과학기술위성 2호 태양 전지 배열기 비행 모델의 성능 검증을 위해 어떤 시험을 하였는가?
대한항공 기술연구원은 한국과학기술원 인공위성연구센터의 과학기술위성 2호 태양전지 배열기 비행모델을 순수 국내기술로 개발하고, 그 성능을 발사환경시험, 궤도환경시험 그리고 모사 태양광 조사 시험을 통해 검증하였다. 개발된 태양전지 배열기가 탑재된 과학기술위성 2호는 국내 최초의 소형위성 발사체인 KSLV-I에 탑재되어 2010년 5월 나로우주센터에서 발사될 예정이며, 발사 후 위성 운용 데이터를 통해 저궤도에서의 개발된 국산 태양전지 배열기의 우주 인증을 수행할 예정이다.
과학기술위성 2호 태양전지 배열기 비행모델은 어디에 탑재되어 언제 발사될 예정인가?
대한항공 기술연구원은 한국과학기술원 인공위성연구센터의 과학기술위성 2호 태양전지 배열기 비행모델을 순수 국내기술로 개발하고, 그 성능을 발사환경시험, 궤도환경시험 그리고 모사 태양광 조사 시험을 통해 검증하였다. 개발된 태양전지 배열기가 탑재된 과학기술위성 2호는 국내 최초의 소형위성 발사체인 KSLV-I에 탑재되어 2010년 5월 나로우주센터에서 발사될 예정이며, 발사 후 위성 운용 데이터를 통해 저궤도에서의 개발된 국산 태양전지 배열기의 우주 인증을 수행할 예정이다. 본 연구에서는 과학기술위성 2호 태양전지 배열기의 전력 성능에 영향을 미치는 요소들을 태양전지 등가모델에 적용하여 태양전지 배열기의 전력 특성을 나타내는 전류-전압 곡선을 도출하고, 이를 모사 태양광 조사를 통한 성능 시험 결과와 비교함으로써 태양전지 등가 모델 및 전력 성능 시뮬레이션의 적합성을 검증하였다.
태양전지 배열기란 무엇인가?
태양전지 배열기(Solar Array, SA)는 태양으로부터의 빛 에너지를 직접 전기에너지로 변환해 인공위성의 각종 부하에 전력을 공급해주는 가장 보편적인 전력 생성장치이다. 인공위성의 관제 운용에 있어 위성의 본체 및 탑재체 부하의 최적 운용은 태양전지 배열기의 생성전력을 정확하게 파악함으로써 가능하다.
참고문헌 (10)
신구환, 남명룡, 임종태, “운용 모드에 따른 과학기술위성 2호 전력 수요예측 분석”, 한국항공우주학회지 제33권 3호, pp. 93-98, 2005. 3.
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