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문제 정의
- 본 논문은 정지궤도위성 전력계의 구성 및 주요 특징을 소개하고 성능 평가를 위해 중요 지표를 선정하였다. 전력계의 성능 지표는 수행하는 역할과 관련하여 전력 버스, 태양전지 배열기 및 배터리 성능과 관련한 중요 설계 변수들로 선정 할 수 있다.
제안 방법
- 절에서는 태양전지 배열기의 생성 전력 및 포인팅과 관련된 변수들의 분석을 통해 태양전지 배열기의 성능을 평가한다. 2.4.절에서는 배터리 최대 충전 상태, 테이퍼 (taper) 전압, 충전 전류, 테이퍼 충전 전류 값, 충전 리셋, 충전 귀환 비, 배터리 방전율, 셀 밸런싱 및 온도 제어와 관련된 변수들의 분석을 통해 배터리의 성능을 평가한다. 전력계의 성능은 선정된 변수들에 대해 설계로부터 지상에서 시험 결과와 궤도상에서 운영 결과를 비교 분석하여 평가하였다.
- 궤도상에서 해양 탑재체는 매일 1시간 간격으로 30분씩 8회 임무를 수행한다. 이때 위성체 포인팅 안정도를 위해 태양전지 배열기는 정지하고 임무 전 30분 동안에 태양 포인팅을 위해 회전되도록 설계되었다.
- 또한 셀들 간의 온도 차이가 5°C 이내로 유지되도록 설계되었다.
- <그림 7> (a)는 2009년 11월 4일 지상에서 버스 과전압 발생 시험 때 버스 전압 조절 결과이다. 버스 과전압 발생은 지상 지원 장비에서 MEA 루프 전압을 자극하여 전력 공급기의 과전압 비교기를 작동시켜 모사하였다. 버스 과전압이 발생하면 전력공급기는 버스 전압을 낮추기 위해 자동적으로 과전압 부하를 동작시켜 버스전류를 증가시킨다.
- 전력계의 성능 평가는 발사된 위성에 대해 임무말기까지 정상 동작을 입증하는 목적뿐만 아니라 향후 정지궤도위성 전력계의 설계에 활용하기 위해 반드시 필요하다. 본 논문은 정지궤도위성 전력계의 성능 평가를 위해 전력 버스, 태양전지 배열기 및 배터리 성능과 관련한 중요 설계 변수들을 선정하였다. 전력계의 성능은 선정된 변수들에 대해 설계로부터 지상에서 시험 결과와 궤도상에서 운영 결과를 비교 분석하여 평가하였다.
- 궤도상에서 해양 탑재체는 매일 1시간 간격으로 30분씩 8회 임무를 수행한다. 이때 위성체 포인팅 안정도를 위해 태양전지 배열기는 정지하고 임무 전 30분 동안에 태양 포인팅을 위해 회전되도록 설계되었다. 태양전지 배열기는 태양 각에 대해 최대 8.
- 임무 기간 동안 배터리 성능을 보장하기 위해 셀모듈 전압들은 중간 값과의 차이가 100mV 이내를 유지하도록 설계되었다. 배터리 셀 밸런싱은 식 기간 계절에서 배터리 셀들의 에너지 편차를 최소화하기 위해 춘추분 전에 년 2회 수행된다[7].
- 절에서는 배터리 최대 충전 상태, 테이퍼 (taper) 전압, 충전 전류, 테이퍼 충전 전류 값, 충전 리셋, 충전 귀환 비, 배터리 방전율, 셀 밸런싱 및 온도 제어와 관련된 변수들의 분석을 통해 배터리의 성능을 평가한다. 전력계의 성능은 선정된 변수들에 대해 설계로부터 지상에서 시험 결과와 궤도상에서 운영 결과를 비교 분석하여 평가하였다.
- 천이궤도에서 부분 전개된 태양전지판의 생성 전력은 1427W로 설계되었다. 정지궤도에서 완전 전개된 태양전지 배열기의 생성 전력은 임무초기(BOL, Beginning Of Life) 하지(SS, Summer Solstice)에서 2636W, 추분(AEX, Autumn EquinoX)에서 2974W, 10년 설계 임무말기(EOL, End Of Life) 하지에서 2468W, 추분에서 2700W로 설계되었다.
- 버스 전압은 태양 및 식 기간 전환 시 션터 스위치의 동작 및 배터리 방전기를 통해 조절하기 때문에 변동될 수 있다. 태양 및 식 기간 전환 시 버스 전압은 자동적으로 조절되도록 설계되었다.
대상 데이터
- 배터리는 최적 성능과 수명을 위해 10℃에서 30℃ 사이에서 동작되도록 설계되었으나 성능 감소를 최소화하기 위해 정밀하게 온도 제어가 이루어져야 한다. 이를 위해 배터리의 열제어 시스템은 방열판, 다층박 막단열재, 히터파이프 및 히터로 구성되어 있다. 히터는 최소 13.
- 정지궤도위성은 Ariane5 발사체를 이용하여 2010년 6월 26일에 발사되었다. 위성은 천이궤도(transfer orbit)에서 3번의 원지점 엔진 분사를 통해 정지궤도까지 도달하였다[1].
성능/효과
- 13V였다. 궤도상에서 분석 평가 결과 태양 및 식기간 전환 시 버스 전압은 자동적으로 조절되는 것이 확인되었다.
- 이 차이는 비행 데이터의 48초 주기로 인해 발생된다. 궤도상에서 성능 평가 결과 충전 귀환 비는 전력계 비행 소프트웨어에서 1.02로 관리되고 있음이 확인되었다.
- 태양전지 배열기의 생성 전력은 하지에서 2650W, 추분에서 2950W 정도 생성되었다. 발사 이후 궤도상에서 태양전지 배열기는 제조회사로 부터 예측 값 이상으로 전력을 생성하였으며 성능 감소가 거의 없음을 알 수 있다.
- <표 4>는 배터리 방전율(DOD, Depth Of Discharge) 지표이다. 배터리 방전율은 천이궤도 하지에서 원지점 엔진 분사를 수행하는 기동모드 (maneuver) 때 52.1%이고, 10년 설계 임무말기 식 기간 때 정상상태에서 42.1%이고 하나의 셀 모듈이 단락된 최악조건에서 46.9%로 설계되었다.
- 배터리 전압은 36.5V 이상이 유지되었으며, 배터리 온도는 2℃ 이내로 제어되어 발사 이후 배터리의 성능 감소는 거의 없음을 확인할 수 있다.
- 4Ah(75%)로 초기화 시킨다. 배터리 최대 충전 상태, 충전 완료 전압, 충전 전류 및 테이퍼 충전 전류 값 및 충전 리셋 값은 지상 시험 및 궤도상에서 운영 평가 결과 전력계 비행 소프트웨어에서 관리되고 있음이 확인되었다.
- 전력계의 성능은 선정된 변수들에 대해 설계로부터 지상에서 시험 결과와 궤도상에서 운영 결과를 비교 분석하여 평가하였다. 선정된 전력계의 중요 설계 변수들에 성능을 평가한 결과 전력계는 중요한 성능감소 없이 정상적으로 동작되고 있음이 입증되었다. 태양 및 식 기간에서 완전 조절 50VDC 전력 버스를 제공하기 위해 전력 버스 조절 구성, 배터리 충전 구성 및 충전 테이퍼 원리, 전력 버스 성능 지표 및 전력계 비행소프트웨어에서 관리하는 배터리 레벨 지표는 향후 정지궤도위성 전력계의 설계에 활용할 예정이다.
- 07Ah였다. 지상에서 독립적으로 충방전 전류, 셀 및 전기 접속라인에서 누설(leakage)되는 방전 전류(-0.1A), 누설 에너지를 보상하기 위해 방전된 에너지 대비 충전하는 에너지를 추가하는 충전 귀환 비(1.02)를 고려하여 계산한 방전율은 51.38Ah로 비행 소프트웨어가 계산한 방전율과 0.2% 차이를 보였고, 충전율은 50.11Ah로 비행 소프트웨어가 계산한 충전율과 0.1% 차이를 보였다. 이 차이는 비행 데이터의 48초 주기로 인해 발생된다.
- 전력계 비행 소프트웨어는 식 기간에서 충전 완료 상태를 97%로 관리하기 때문에 배터리 최대 방전율은 31%(97%-66%) 정도였다. 지상에서 시험 결과 및 궤도상에서 운영 결과 배터리 방전율은 천이궤도에서 최대 34%였고, 궤도상에서 31%였다. 전력 버짓에서 예측 값과 비교하였을 때 방전율이 낮은 이유는 전력 버짓에서 예측한 위성체 전력 값에 비해 적게 소모된 것으로 인해 발생된다.
- 지상에서 시험 결과 및 궤도상에서 운영 결과 버스 전압은 50VDC ±0.15V 이내로 조절되고, 리플 전압은 0.3Vrms 이하로 제어되고 있음을 알 수 있다.
- 셀 모듈 전압들의 최대 값과 최소 값의 차이는 밸런싱 전에 60mV에서 밸런싱 후에 10mV 이내로 감소되었다. 지상에서 시험 결과 및 궤도상에서 운영 결과 셀 모듈 전압들의 차이가 항상 100mV 이내의 편차로 유지될 수 있도록 주기적으로 밸런싱이 수행되었다. 밸런싱 후 셀 모듈 전압들의 차이는 Eurostar 3000 플랫폼에 사용한 리튬-이온 배터리와 유사한 특성을 나타내고 있다[7][10].
- <그림 13> (b)는 천이궤도에서 원지점 엔진 분사3을 수행하는 기동모드 때 버스 전압, 전류 및 배터리 충전 상태이다. 천이궤도에서 원지점 엔진 분사3을 수행하는 기동모드(maneuver) 때 배터리 방전율이 가장 높았다. 2010년 7월 1일 14시 경에 버스 전류가 급격히 증가한 것은 위성체의 모드가 천이궤도에서 궤도상으로 전환하는 운영에 따라 전력 소모가 증가하였기 때문이다.
- <그림 6>은 2009년 11월 4일에 지상 시험 때 전력 공급기의 션터 스위치 3번에 대해 128kHz 샘플링 주파수로 측정된 버스 전압 및 리플 전압이다. 측정된 버스 전압은 평균 50.05V였으며, 리플 전압은 620mVPP였다. 궤도상에서 버스 전압은 평균 50.
후속연구
- 선정된 전력계의 중요 설계 변수들에 성능을 평가한 결과 전력계는 중요한 성능감소 없이 정상적으로 동작되고 있음이 입증되었다. 태양 및 식 기간에서 완전 조절 50VDC 전력 버스를 제공하기 위해 전력 버스 조절 구성, 배터리 충전 구성 및 충전 테이퍼 원리, 전력 버스 성능 지표 및 전력계 비행소프트웨어에서 관리하는 배터리 레벨 지표는 향후 정지궤도위성 전력계의 설계에 활용할 예정이다.
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