[논문]저궤도위성 광학탑재체의 지상 열진공 시험을 위한 예비 열해석

이종률; 허환일; 김상호; 장수영; 이덕규; 이승훈; 최해진

doi:10.5139/jksas.2011.39.5.466

문제 정의

본 연구에서는 열진공시험 주기에 따른 열해석을 통해 실제 지상 열진공시험에서 각 시험 단계별 Shoud의 온도조건을 찾기 위한 열해석을 수행하였다. 먼저 인공위성 광학탑재체의 열해석 모델과 접속 요구조건을 분석하여 단순화된 열해석 모델을 개발하고, 탑재체가 궤도조건에서 겪게 되는 열적 환경을 분석하여 위성카메라를 탑재한 저궤도 관측 위성의 임무 및 궤도에 따른 열해석을 수행하였다.
또한, 열모델의 정확도를 높이기 위해서 열진공/열평형시험을 수행하게 된다. 열구조 모델의 열평형 시험은 지상에서 진공과 극심한 우주의 열환경을 모사하여 열설계와 열해석 모델을 검증하기 위한 Hot/Cold 평형 단계의 온도를 획득하기 위한 것이다.⁽⁴⁾ 열진공/열평형시험을 통해 열해석 결과와 비교분석 함으로써 열모델 보정을 수행하게 되고, 열설계 방법에 대한 검증을 거쳐 최종적으로 인공위성의 궤도환경에 따른 열해석 결과를 얻게 된다.
열진공시험의 목적은 위성체에 주어지는 극한 온도와 진공상태에서 위성체와 열제어 서브시스템, 그리고 다른 서브시스템들(히터, 루버, 열파이프 등)의 동작 및 설계 성능 등을 확인하는 것이다.⁽¹⁰⁾ 이러한 과정 중에 설치된 부품과 서브시스템이 온도한계 내에서 위성이 열 환경을 유지하도록 하는 열 제어시스템의 능력을 알고, 열진공시험 결과를 이용함으로써 열해석 모델을 보정하여 모델의 검증하기 위한 열 균형 시험이 진행된다.

가설 설정

^(1,2,3) 실제 위성의 운용상태에 따른 구성품들의 온도 범위를 예측하고 히터 및 Radiator의 최적설계를 위해 열설계를 하게 된다. 열설계는 궤도상의 환경과 물리적 접촉조건을 고려한 열모델을 이용하여 열해석을 통하여 수행되는데, 열해석 과정에서 실제 위성이 임무를 수행하는 우주환경에서 열적 조건에 영향을 주는 많은 변수를 반영하는 것이 어렵기 때문에 최악의 상황(worst case)을 가정하여 해석을 수행하게 된다. 또한, 열모델의 정확도를 높이기 위해서 열진공/열평형시험을 수행하게 된다.

제안 방법

이런 온도 요구조건을 맞춰주기 위해 열해석 프로그램을 이용하여 위성체가 우주에서 겪게되는 환경을 예측해보고 열진공/열평형시험을 통해 우주환경을 모사해주어 위성체의 열적 안정성을 검증할 수 있는 연구가 활발히 진행되고 있다.^(1,2,3) 실제 위성의 운용상태에 따른 구성품들의 온도 범위를 예측하고 히터 및 Radiator의 최적설계를 위해 열설계를 하게 된다. 열설계는 궤도상의 환경과 물리적 접촉조건을 고려한 열모델을 이용하여 열해석을 통하여 수행되는데, 열해석 과정에서 실제 위성이 임무를 수행하는 우주환경에서 열적 조건에 영향을 주는 많은 변수를 반영하는 것이 어렵기 때문에 최악의 상황(worst case)을 가정하여 해석을 수행하게 된다.
열구조 모델의 열평형 시험은 지상에서 진공과 극심한 우주의 열환경을 모사하여 열설계와 열해석 모델을 검증하기 위한 Hot/Cold 평형 단계의 온도를 획득하기 위한 것이다.⁽⁴⁾ 열진공/열평형시험을 통해 열해석 결과와 비교분석 함으로써 열모델 보정을 수행하게 되고, 열설계 방법에 대한 검증을 거쳐 최종적으로 인공위성의 궤도환경에 따른 열해석 결과를 얻게 된다.
Fig. 1 (b)해석 모델은 열진공 시험의 열해석을 위한 궤도 해석용 광학 탑재체 열모델 (a)에 지상열진공 시험을 위한 지지대인 Gimbal과 우주 열환경을 모사해줄 수 있는 Shroud Module의 열모델을 추가하여 개발하였다. 두 해석 모델을 통해 궤도 해석과 지상 열진공시험 조건을 파악하기 위한 열해석을 수행하였다.
Cold Thermal Balance 단계의 시험목적은 위성이 태양과 가장 멀리 위치할 때 겪게 되는 우주 열환경을 가정하여 열모델 보정(correlation)을 위한 온도결과를 획득하기 위한 단계로서, 히터의 구동이 없는 상태에서 열해석을 수행하게 된다.
⦁ 열진공시험을 위해 열해석 모델을 구성하고 열진공시험 조건에 따라 궤도환경을 모사해줄 수 있는 Shroud 온도조건을 찾아보았다. 향후 실험 조건 변화에도 열해석을 통해 효율적인 열진공시험 온도조건을 찾을 수 있을 것이다.
구성품들의 온도를 내리는 과정에서 Cold case 히터제어 조건과 최악조건인 Safe Hold case 히터 제어 조건에 맞게 히터가 정상 작동하는지에 대한 시험을 진행할 예정이며 최종적 온도 환경은 Safe Hold case의 평균온도조건을 모사할 수 있도록 하기 위해 Shroud 온도조건을 찾아 주었다. 먼저 Shroud의 온도제어를 통해 획득 가능한 최저온도를 확인하기 위하여 히터를 작동시키지 않고 열해석을 수행하였다.
정상조건인 Hot case, Cold case의 궤도 환경에 따른 온도조건을 살펴보았다. 구성품들이 초기 온도값에서 안정적인 온도조건을 보일 때까지 주기회전을 시킨 후의 결과이며 궤도해석 결과는 열해석 결과값에 기준 값으로써 지상 열진공시험 열해석 조건을 찾는데 사용하였다.
먼저 인공위성 광학탑재체의 열해석 모델과 접속 요구조건을 분석하여 단순화된 열해석 모델을 개발하고, 탑재체가 궤도조건에서 겪게 되는 열적 환경을 분석하여 위성카메라를 탑재한 저궤도 관측 위성의 임무 및 궤도에 따른 열해석을 수행하였다. 그리고 열설계 검증을 위해 지상 열진공시험 온도조건을 찾기 위한 열해석을 수행하였다. 열진공시험은 위성 개발에 필수적인 검증시험으로서 궤도에서의 Hot, Cold case에 대한 시험을 진행하며 각각의 case에 대해서 위성체가 적절한 온도범위 내에서 작동하는지 확인할 수 있었다.
먼저 Shroud의 온도제어를 통해 획득 가능한 최저온도를 확인하기 위하여 히터를 작동시키지 않고 열해석을 수행하였다. 그리고 히터의 작동을 점검하기 위하여 최저온도보다 낮은 온도를 찾기 위한 열해석을 수행한 후 최종적으로 Safe Hold의 궤도환경 평균온도와 유사한 부품들의 온도분포를 얻기 위한 Shroud의 온도 찾을 수 있었으며 그 결과를 Table 4, 5에 나타내었다. 그리고 Transition to cold 단계의 해석 결과 중 HSTS Tube에 대한 해석결과를 Fig.
1 (b)해석 모델은 열진공 시험의 열해석을 위한 궤도 해석용 광학 탑재체 열모델 (a)에 지상열진공 시험을 위한 지지대인 Gimbal과 우주 열환경을 모사해줄 수 있는 Shroud Module의 열모델을 추가하여 개발하였다. 두 해석 모델을 통해 궤도 해석과 지상 열진공시험 조건을 파악하기 위한 열해석을 수행하였다.
열설계는 궤도상의 환경과 물리적 접촉조건을 고려한 열모델을 이용하여 열해석을 통하여 수행되는데, 열해석 과정에서 실제 위성이 임무를 수행하는 우주환경에서 열적 조건에 영향을 주는 많은 변수를 반영하는 것이 어렵기 때문에 최악의 상황(worst case)을 가정하여 해석을 수행하게 된다. 또한, 열모델의 정확도를 높이기 위해서 열진공/열평형시험을 수행하게 된다. 열구조 모델의 열평형 시험은 지상에서 진공과 극심한 우주의 열환경을 모사하여 열설계와 열해석 모델을 검증하기 위한 Hot/Cold 평형 단계의 온도를 획득하기 위한 것이다.
구성품들의 온도를 내리는 과정에서 Cold case 히터제어 조건과 최악조건인 Safe Hold case 히터 제어 조건에 맞게 히터가 정상 작동하는지에 대한 시험을 진행할 예정이며 최종적 온도 환경은 Safe Hold case의 평균온도조건을 모사할 수 있도록 하기 위해 Shroud 온도조건을 찾아 주었다. 먼저 Shroud의 온도제어를 통해 획득 가능한 최저온도를 확인하기 위하여 히터를 작동시키지 않고 열해석을 수행하였다. 그리고 히터의 작동을 점검하기 위하여 최저온도보다 낮은 온도를 찾기 위한 열해석을 수행한 후 최종적으로 Safe Hold의 궤도환경 평균온도와 유사한 부품들의 온도분포를 얻기 위한 Shroud의 온도 찾을 수 있었으며 그 결과를 Table 4, 5에 나타내었다.
본 연구에서는 열진공시험 주기에 따른 열해석을 통해 실제 지상 열진공시험에서 각 시험 단계별 Shoud의 온도조건을 찾기 위한 열해석을 수행하였다. 먼저 인공위성 광학탑재체의 열해석 모델과 접속 요구조건을 분석하여 단순화된 열해석 모델을 개발하고, 탑재체가 궤도조건에서 겪게 되는 열적 환경을 분석하여 위성카메라를 탑재한 저궤도 관측 위성의 임무 및 궤도에 따른 열해석을 수행하였다. 그리고 열설계 검증을 위해 지상 열진공시험 온도조건을 찾기 위한 열해석을 수행하였다.
본 단계는 Cold case상태에서 모든 Flight 히터를 가동시켜 히터의 용량 및 duty cycle 등의 성능 검증을 위한 단계로 궤도상의 Cold case 조건의 히터 가동 조건에 맞도록 히터 작동 주기와 duty cycle이 유사해 지도록 Shroud 온도를 설정해 주어야 한다. 열해석 결과 최종적으로 Table 8과 같이 Shroud 경계온도를 설정해 주었다.
본 단계에서 Shroud 온도조건 변화를 통해 궤도상의 히터 가동 시간과 정확히 시험조건을 맞추는 것은 지상에서의 시험조건과 궤도 열환경의 차이 때문에 불가능한 작업이지만 시험조건과 비교적 유사하게 Shroud온도조건을 찾아 해석을 수행하였다. 그 결과 각 히터의 사용 용량과 duty cycle을 Table 9와 같이 계산할 수 있었다.
열진공시험은 Fig. 4의 주기로 진행되며, 열주기 환경시험이 시작되는 저온부 실험인 Phase B (Transition to cold)에서부터 시작하여 열모델 보정을 위한 Cold & Hot thermal balance 단계를 수행하며, 모든 히터를 작동시켜 히터용량을 검증하기 위한 Normal Cold Simulation 단계로 수행된다.
그리고 열설계 검증을 위해 지상 열진공시험 온도조건을 찾기 위한 열해석을 수행하였다. 열진공시험은 위성 개발에 필수적인 검증시험으로서 궤도에서의 Hot, Cold case에 대한 시험을 진행하며 각각의 case에 대해서 위성체가 적절한 온도범위 내에서 작동하는지 확인할 수 있었다.
정상조건인 Hot case, Cold case의 궤도 환경에 따른 온도조건을 살펴보았다. 구성품들이 초기 온도값에서 안정적인 온도조건을 보일 때까지 주기회전을 시킨 후의 결과이며 궤도해석 결과는 열해석 결과값에 기준 값으로써 지상 열진공시험 열해석 조건을 찾는데 사용하였다.

대상 데이터

해석에 사용된 위성의 임무는 저궤도에서 지구를 관측하는 것으로 공전주기는 5907.55 sec이다. 지구 궤도는 이심률 0.

이론/모형

Thermal Desktop의 RadCAD는 복사열을 계산하기 위해서 사용되며, SINDA는 각 노드에 대한 열에너지 평형식을 풀어 열 분포 및 온도 변화를 계산해 낸다. 다음 식은 SINDA에서 일반적으로 사용되는 열에너지 평형식으로 위성 탑재체의 열해석시 사용되었다.⁽⁶⁾
본 연구에서는 저궤도 관측인공위성의 광학탑 재체에 대한 지상 열진공시험을 위한 예비 열해석으로써, 열진공시험 단계별 Shroud 시험 온도 조건을 찾기 위해 시행착오법(Trial and Error)을 통해 해석을 진행하였다.
열해석에는 범용 열해석 프로그램인 Thermal Desktop의 RadCAD와 온도 분포 해석을 위한 열해석 프로그램인 SINDA(System Improved Numerical Differencing Analyzer)를 사용하였다. Thermal Desktop의 RadCAD는 복사열을 계산하기 위해서 사용되며, SINDA는 각 노드에 대한 열에너지 평형식을 풀어 열 분포 및 온도 변화를 계산해 낸다.

성능/효과

⦁ 저궤도 관측위성 광학탑재체의 궤도조건에 따른 온도분포를 Hot, Cold, Safe Hold case 세 개의 Case로 나누어 해석한 결과 실제 위성이 받는 온도환경보다 극심한 조건에서도 위성구성품의 온도가 허용온도 범위 안에서 적절하게 유지되는 것을 확인하였다.
위성의 공전주기 동안 궤도에 따라 달라지는 복사 에너지량 및 임무기동에 따른 위성의 자세 변화에 의해 두 궤도 조건에서 수행한 열해석 결과는 확연한 차이를 보였다. 하지만 각 Case에서의 해석 결과 모든 구성품이 각각에 허용 온도 범위 내에서 동작하였으며, 히터 제어 로직에 따라 히터가 동작하는 결과를 확인하였다.
위성의 공전주기 동안 궤도에 따라 달라지는 복사 에너지량 및 임무기동에 따른 위성의 자세 변화에 의해 두 궤도 조건에서 수행한 열해석 결과는 확연한 차이를 보였다. 하지만 각 Case에서의 해석 결과 모든 구성품이 각각에 허용 온도 범위 내에서 동작하였으며, 히터 제어 로직에 따라 히터가 동작하는 결과를 확인하였다.
해석 결과 Cold case와 Safe Hold case에서의 히터의 가동이 제어온도 범위에서 정상 작동하는 결과를 알 수 있고 각 구성품의 온도가 허용 온도 범위 내에서 작동하는 것을 확인할 수 있었다.
⦁ 허용온도 범위가 좁고 열적으로 취약한 구성품들에 대해서는 온도제어가 필요하게 되고, 허용온도 내에서 온도를 제어하기 위해서 히터가 장착되게 된다. 히터들은 각 case의 제어 온도 범위에 의해 on/off되며, 열해석을 통해 히터들이 제어 조건에 맞게 적절히 동작하는 것을 확인하였다. 또한 구성품들의 온도가 히터 제어에 의해 허용 온도 범위 내에서 유지됨에 따라 히터의 온도 제어 범위가 적절하다고 판단된다.

후속연구

본 열해석 모델의 열진공 시험은 저온환경 시험을 먼저 수행한 후 고온부로 온도를 높여 고온부 특성을 살펴 볼 예정이다. 열진공시험에 사용될 진공챔버는 진공환경만을 모사해줄 수 있고, 열적 환경을 모사해 줄 수는 없다.
해석 결과 궤도상의 최악조건인 Safehold case와 저온조건인 Cold case thermal balance 그리고 고온조건인 Hot case thermal balance에 대한 검증을 위한 지상 열진공시험의 각 Shroud 온도 조건을 찾을 수 있었으며, Shroud 온도조건을 통해 해석단계에서의 시간에 따른 열해석 결과도 얻어 향후 열진공시험의 온도 조건과 온도변화율에 대한 정의가 내려지면 시험시간도 결정할 수 있을 것이다. 본 연구에서의 열해석 결과를 요약하면 다음과 같다.
⦁ 열진공시험을 위해 열해석 모델을 구성하고 열진공시험 조건에 따라 궤도환경을 모사해줄 수 있는 Shroud 온도조건을 찾아보았다. 향후 실험 조건 변화에도 열해석을 통해 효율적인 열진공시험 온도조건을 찾을 수 있을 것이다.

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	어떠한 한계를 극복하기 위해 위성체의 열적 안정성을 검증할 수있는 연구가 활발히 진행되고 있는가?	구성품들의 열적 상관관계 및 궤도상의 열원들과의 호 복사도 중요하지만 관측위성의 경우 주 임무를 수행하기 위한 위성 탑재카메라의 열적 안정성이 무엇보다 중요하다. 탑재체를 구성하는 구조체 및 카메라 구성품들은 열악한 우주환경에서 최소한의 오차범위 안에 열변형이 없는 상태로 기동하여야 하는 한계를 가진다. 이런 온도 요구조건을 맞춰주기 위해 열해석 프로그램을 이용하여 위성체가 우주에서 겪게되는 환경을 예측해보고 열진공/열평형시험을 통해 우주환경을 모사해주어 위성체의 열적 안정성을 검증할 수있는 연구가 활발히 진행되고 있다.
	인공위성이 열적 안정성을 확보해야 하는 이유는?	극심한 온도변화를 겪는 우주공간에서 인공위성이 임무를 수행하도록 하기 위해서는 위성체의 모든 구성품들이 허용한계 온도범위 내에서 유지될 수 있도록 열적 안정성을 확보해야 한다. 구성품들의 열적 상관관계 및 궤도상의 열원들과의 호 복사도 중요하지만 관측위성의 경우 주 임무를 수행하기 위한 위성 탑재카메라의 열적 안정성이 무엇보다 중요하다.
	인공위성의 열제어의 목적은?	인공위성의 열제어는 인공위성이 운용궤도상에서 겪는 고진공, 극한의 온도변화 환경에서 위성 구성품의 온도변화를 허용한계 온도 범위 내에서 유지하는데 목적이 있다. 본 연구에서는 저궤도 관측위성(LEO)의 광학탑재체에 대한 열해석 과정으로 열진공 시험 조건, 열진공 챔버의 형상, 위성 탑재체 내부의 열적 환경을 고려하여 열해석 모델을 구성하고 궤도 조건에 따른 열해석을 수행하였다.

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