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문제 정의
- 본 논문에서는 위성체와 분리하여 설계하는 영상센서의 열제어를 위하여, 내부에서 항상 발열하는 장비의 열을 히트파이프를 이용하여 패널에 장착된 방열판으로 효과적으로 전달하도록 설계하였다. Worst hot case에서 방열판 설계를 위한 궤도 열해석을 실시하기 전에 정상상태 에너지 평형식을 통해 필요한 방열판 면적 예비 설계값을 설정하였다.
가설 설정
- 식(6)은 우주환경 열부하를 시간에 따라 고려하지 않고, 방열판의 두께 역시 포함되지 않았다. 또한 온도 분포가 일정하다고 가정하였기 때문에 궤도 열해석을 이용하여 최적 설계된 방열면적과 차이가 있었다. 또한, 식(6)에서 외부와 단열되었다고 가정되었지만, 궤도 열해석에서는 단열와셔를 통한 미세 열전달값을 컨덕터(Conductor)로서 계산되었다.
제안 방법
- 또한, 식(6)에서 외부와 단열되었다고 가정되었지만, 궤도 열해석에서는 단열와셔를 통한 미세 열전달값을 컨덕터(Conductor)로서 계산되었다. MLI를 통해 전달되는 복사에너지도 고려하여 열해석을 실시하였다. 압축기 방열판의 경우 콜드핑거 방열판의 증가 면적보다 5% 더 증가한 것은 별센서(Star Tracker)의 장착으로 인해 방열판의 패널 장착 구속조건 및 최종 설계 후 열진공 시험을 위해 히트파이프의 평행을 유지해야하는 조건으로 인해 히트파이프가 방열판의 중간이 아닌 위쪽으로 치우쳐져 방열판을 효율적으로 이용하지 못하기 때문이다.
- SINDA를 통해 전 궤도 상에서 외부 패널에 입사하는 열량을 계산하여. 입사량이 작은 두 패 널을 각각 항상 발열하는 콜드핑거와 압축기 방열판 장착 패널로 선정하였다.
- 본 논문에서는 위성체와 분리하여 설계하는 영상센서의 열제어를 위하여, 내부에서 항상 발열하는 장비의 열을 히트파이프를 이용하여 패널에 장착된 방열판으로 효과적으로 전달하도록 설계하였다. Worst hot case에서 방열판 설계를 위한 궤도 열해석을 실시하기 전에 정상상태 에너지 평형식을 통해 필요한 방열판 면적 예비 설계값을 설정하였다. 예비 설계 값을 초기 값으로 설정하여 방열판에 연결된 장비의 허용온도를 유지하도록 최종 방열판 형상을 설계하여, 설계 시간을 감소할 수 있었다.
- 사용된 SSM과 MLI의 방사율(ε) 및 태양 흡수율(α)은 Table 2에 나타내었다. Worst hot condition 궤도 열해석에서 사용된 SSM과 MLI의 광학 물성치는 EOL을 이용하였다.
- Worst hot condition의 궤도 열해석을 통해 방열판을 설계하였다. 영상센서를 지지하는 플랫폼에 비상상황이 발생하면 플랫폼의 자세가 바뀌고, 영상센서에 전원이 차단된다.
- 영상센서를 구성하는 장비는 작동/비작동시 각각의 허용 온도를 갖으며, 우주 환경에서 받는 에너지와 각 장비에서 발열하는 에너지를 고려하여 각 장비가 갖는 작동/비작동 허용 온도를 벗어나지 않도록 열설계가 필요하다. 공전 궤도 중 태양 복사와 지구 적외선 등 입사량(heat flux)이 가장 많은 조건에서 각 장비가 최대로 발열되는 경우, 작동 허용 최대 온도를 넘지 않도록 장비의 열을 우주로 방열하는 방열판 설계를 한다. 공전 궤도 중 태양 복사와 지구 적외선 등 입사량이 적은 조건의 열해석을 통해 각 장비가 작동/비작동 허용 최소 온도를 벗어나는 경우, 히터를 설계하게 된다.
- 궤도 열해석을 실시하기전에 외부 열입사량이 없는 최악의 조건에서 최적 설계된 방열판을 통한 방열되는 에너지를 식(6)에 적용하여, 영상센서의 비작동 최소 허용 온도 아래로 떨어지지 않도록 필요한히터의 용량을 결정하였다. 계산된 히터 용량은 콜드핑거 방열판의 경우 35W이며, 압축기 방열판의 경우 25W이다.
- 본 논문에서는 방열판과 히터 설계를 정상상태 에너지 평형식을 이용하여, 예비 열설계를 수행하고, 열설계 검증을 위한 열모델(Thermal Mathematical Model)은 난해한 네트워크, 유한차분과 유한요소 모델링이 간편한 Thermal Desktop[4]에서 구축하였다. 궤도에 따라 변하는 태양 복사의 열유입량, 지구 적외선과 알베도 영향 고려를 위해 Resistor-Capacitor 네트워크(network) 방식의 전도 및 복사 열전달을 계산하는 SINDA[5]를 이용한 궤도 열해석을 통해 최종 열설계를 실시하였다.
- 1은 영상센서의 형상 및 기본 설계 개념을 보여준다. 내부에서 항상 발열하는 영상센서의 열을 히트파이프를 이용하여 패널에 장착된 방열판으로 열이 전달되도록 설계하였다.
- 예비 설계 값을 초기 값으로 설정하여 방열판에 연결된 장비의 허용온도를 유지하도록 최종 방열판 형상을 설계하여, 설계 시간을 감소할 수 있었다. 또한, 방열 면적 및 장비허용 온도에 영향을 주지 않으면서, 질량을 감소하도록 립형상의 방열판을 설계하였다.
- 패널에 방열판을 장착하고, 방열판에 히트파이프 플렌지를 장착하기 위해 방열판 두께를 7mm로 설정하였다. 방열성능은 유지하면서 방열판 질량을 감소하도록 패널 장착부위 및 히트파이프 플렌지 장착부위 외의 부분은 3mm의 두께가 되도록 립형상(Rib-type)의 방열판을 설계하였다. 립형상의 방열판을 적용하여, 평판의 방열판에 비해 콜드핑거의 경우 27% 무게가 감소하였으며, 압축기 방열판 무게는 20% 감소하였다.
- 방열판 설계 및 장착 위치는 방열판에 연결된 각 장비의 위치를 고려하여, 열진공 시험동안 영상센서 내부에 위치한 발열장비와 방열판의 열전달을 위한 히트파이프가 평행을 유지할 수 있도록 하였다. 또한 영상센서의 임무를 위한 플랫폼에 필요한 태양 전지판 및 전자장비의 장착 위치 구속조건도 고려되었다.
- 본 논문에서는 방열판과 히터 설계를 정상상태 에너지 평형식을 이용하여, 예비 열설계를 수행하고, 열설계 검증을 위한 열모델(Thermal Mathematical Model)은 난해한 네트워크, 유한차분과 유한요소 모델링이 간편한 Thermal Desktop[4]에서 구축하였다. 궤도에 따라 변하는 태양 복사의 열유입량, 지구 적외선과 알베도 영향 고려를 위해 Resistor-Capacitor 네트워크(network) 방식의 전도 및 복사 열전달을 계산하는 SINDA[5]를 이용한 궤도 열해석을 통해 최종 열설계를 실시하였다.
- 지구의 저궤도에서 운용되는 영상센서를 구성하는 장비는 작동/비작동시 각각의 허용 온도를 벗어나지 않도록 열설계가 필요하다. 열설계는 궤도상의 위치와 자세에 따라 태양 복사, 알베도와 지구 적외선 등 입사량을 고려하여 열해석을 실시한다.
- 우주환경에서 운용되는 장비는 지상 장비와 달리 한번 궤도에 진입한 뒤, 수리가 어려우므로 장비가 고장 날 경우, 대체할 수 있는 보조 장비를 설계에 고려하여 생존율(Reliability)을 높게 설계한다. 히터 역시, 이중 층(Double Layer) 회로로 제작하여 주히터와 보조히터의 역할을 하면서, 공간적인 활용을 하도록 설계하였다.
- 위성체와 분리하여 설계하는 영상센서의 궤도 열해석을 통하여, 허용 온도를 넘지않도록 마진을 고려하여 각 장비의 열설계를 실시하며, 조건은 worst hot condition과 worst cold condition으로 분류하여 실시하였다. Worst hot condition은 영상센서가 동지에 위치하여, 태양 복사 에너지 및 외부 열입사량이 가장 크고, 영상센서 각 장비의 발열량이 가장 많을 경우로 열제어 장치의 열물성치는 성능 저하된 EOL(End of Life)값을 적용한다.
- 위의 조건에 따라 Thermal Desktop으로 열모델을 구축하였다. 구축된 열모델의 궤도 열해석을 실시한 결과, 최적화된 방열판의 크기는 식(6)을 통해 계산한 면적에 비해 콜드핑거의 방열판의 경우 22%가 증가하였으며, 압축기의 방열판의 경우 27%가 증가하였다.
- 정상상태 에너지 평형식을 통해 필요한 히터의 용량을 예비 설계하여, worst cold case의 궤도 열해석을 통해 최종 용량을 얻어내었다.
- 콜드핑거의 경우 써모스텟(Thermostat)으로 히터를 제어하며, ±3℃의 정확도를 갖는 써모스텟을 이용하기 때문에 on/off간 및 주/보조의 설정온도를 5℃ 차이로 설계하였다.
- 또한 영상센서의 임무를 위한 플랫폼에 필요한 태양 전지판 및 전자장비의 장착 위치 구속조건도 고려되었다. 패널에 방열판을 장착하고, 방열판에 히트파이프 플렌지를 장착하기 위해 방열판 두께를 7mm로 설정하였다. 방열성능은 유지하면서 방열판 질량을 감소하도록 패널 장착부위 및 히트파이프 플렌지 장착부위 외의 부분은 3mm의 두께가 되도록 립형상(Rib-type)의 방열판을 설계하였다.
- 우주환경에서 운용되는 장비는 지상 장비와 달리 한번 궤도에 진입한 뒤, 수리가 어려우므로 장비가 고장 날 경우, 대체할 수 있는 보조 장비를 설계에 고려하여 생존율(Reliability)을 높게 설계한다. 히터 역시, 이중 층(Double Layer) 회로로 제작하여 주히터와 보조히터의 역할을 하면서, 공간적인 활용을 하도록 설계하였다.
대상 데이터
- SINDA를 통해 전 궤도 상에서 외부 패널에 입사하는 열량을 계산하여. 입사량이 작은 두 패 널을 각각 항상 발열하는 콜드핑거와 압축기 방열판 장착 패널로 선정하였다. 방열판 크기의 예비 설계는 식(6)을 이용하였으며, 우주환경의 열 부하는 Thermal Desktop/RadCAD를 통해 계산된 입사량의 평균값을 이용하였다.
데이터처리
- Tsai[1]는 위성 개발에 열해석의 중요성 및 정확도를 위한 수치해석 방안을 연구하였으며, Lyon et al.[2]은 FalconSat-2의 열모델을 유한차분으로 MatLab을 이용하여, 해석하여 열설계를 하였고, 그 결과를 검증하였다. 김 외[3]는 정지 궤도에서 운용되는 통신해양기상위성 본체를 위한 방열판 및 히터를 전이궤도를 포함하여 개념 설계하였다.
이론/모형
- 히터의 on/off 설정 온도는 장비의 비작동 허용 온도와 히터 on/off의 제어 방식에 따라 설정 하였다. Table 4는 히터의 on/off 설정 온도 및 제어 방식을 보여준다.
성능/효과
- 위의 조건에 따라 Thermal Desktop으로 열모델을 구축하였다. 구축된 열모델의 궤도 열해석을 실시한 결과, 최적화된 방열판의 크기는 식(6)을 통해 계산한 면적에 비해 콜드핑거의 방열판의 경우 22%가 증가하였으며, 압축기의 방열판의 경우 27%가 증가하였다.
- 방열성능은 유지하면서 방열판 질량을 감소하도록 패널 장착부위 및 히트파이프 플렌지 장착부위 외의 부분은 3mm의 두께가 되도록 립형상(Rib-type)의 방열판을 설계하였다. 립형상의 방열판을 적용하여, 평판의 방열판에 비해 콜드핑거의 경우 27% 무게가 감소하였으며, 압축기 방열판 무게는 20% 감소하였다. 장비의 온도는 0.
- 방열판과 히터 및 열제어 하드웨어를 설계하고, 수치해석에 기반을 두는 SINDA를 통해 저궤도에서 운용되는 영상센서의 열적 요구사항을 만족함을 검증하였다. 열해석에서 사용된 열모델의 접촉 저항, 장비 열물성치와 발열량 등은 열해석의 정확도에 영향을 주는 요인으로 향후, 영상센서 수준의 열진공 시험을 통해 검증할 것이다.
- Worst hot case에서 방열판 설계를 위한 궤도 열해석을 실시하기 전에 정상상태 에너지 평형식을 통해 필요한 방열판 면적 예비 설계값을 설정하였다. 예비 설계 값을 초기 값으로 설정하여 방열판에 연결된 장비의 허용온도를 유지하도록 최종 방열판 형상을 설계하여, 설계 시간을 감소할 수 있었다. 또한, 방열 면적 및 장비허용 온도에 영향을 주지 않으면서, 질량을 감소하도록 립형상의 방열판을 설계하였다.
- 계산된 히터 용량은 콜드핑거 방열판의 경우 35W이며, 압축기 방열판의 경우 25W이다. 이 히터 용량의 값을 궤도 열해석에 이용하였고, 그 결과 각 장비의 허용 온도를 유지함을 알 수 있었다.
- 최종적으로 설계된 히터는 Safe-hold 모드에서 사용된 듀티(Duty)는 Table 5에 나타내었으며, 히터의 수명 및 플랫폼에서 공급하는 전원 용량의 구속조건인 80%이내를 만족함을 알 수 있다.
후속연구
- 방열판과 히터 및 열제어 하드웨어를 설계하고, 수치해석에 기반을 두는 SINDA를 통해 저궤도에서 운용되는 영상센서의 열적 요구사항을 만족함을 검증하였다. 열해석에서 사용된 열모델의 접촉 저항, 장비 열물성치와 발열량 등은 열해석의 정확도에 영향을 주는 요인으로 향후, 영상센서 수준의 열진공 시험을 통해 검증할 것이다.
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