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문제 정의
- 본 연구를 통하여 국내의 소형위성에 주로 사용되던 Ni-Cd 배터리 대신 전력 밀도가 높고 우수한 성능의 리튬이온 배터리 셀을 적용하여 배터리 팩을 제작하고 고온, 충격의 환경 조건에서 손상을 입을 확률이 비교적 큰 리튬이온 배터리의 발사환경 및 우주환경 시험을 통한 우주인증을 수행하여 국내 소형위성용 배터리 팩을 자체 제작할 수 있음을 입증하였다. 본 연구는 소형위성에 국한되지 않고 중, 대형 및 정지 궤도 위성에 적용가능한 대용량 리튬 이온 배터리 시스템 개발의 초석을 마련하고 인공위성 발사를 추진 중인 외국의 위성용 배터리 시장을 겨냥한 사업으로의 발전도 가능하다는데 의의가 있다. 또한 소형인공위성을 군용으로 적용할 경우 고효율, 경량의 리튬 이온 배터리 적용 측면에서 군위성용 리튬 이온 배터리 시스템의 신뢰도 검증의 선행 연구적 의의를 가지기도 한다.
- 셀의 안전성에 대한 제조사의 보증은 있었지만 리튬 이온 셀을 소형위성에 적용함에 있어서 국내에서 제작된 배터리 구조물을 적용하는 데에 Heritage가 없다. 소형인공위성 발사 시에 위성체의 충격이 자체 제작된 구조물을 통해 리튬이온 셀로 전달되기 때문에, 구조물의 안정성에 대해서 검증할 수 있는 구체적 시험 데이터를 확보할 목적으로 리튬 이온 배터리 팩에 대한 충격시험을 수행하였다. 시험은 Fig.
가설 설정
- • 배터리 운용 시스템 부의 외곽형상은 컨넥터 등이 많아 복잡하나 이를 단순한 육면체 박스 (두께 2mm)로 가정한다.
제안 방법
- 9와 같이 모두 4개의 온도 센서를 부착하였다. 4개의 센서에서 모니터링된 온도가 모두 안정화 되었을 때 각각의 Soak 에서의 기능시험을 수행하였다. Fig.
- 외부 또는 내부 진동수가 구조물의 고유 진동수와 일치하면 공진 현상에 의해 변형을 일으키게 되며 이를 구조물 재질이 견디지 못할 경우, 구조물에 치명적인 변형이 발생할 수도 있다. 따라서 구조물의 기계적 해석을 통해 설계된 구조물의 고유 진동 수를 찾고, 고유 진동수에서 다른 구조물과의 coupling 여부와 구조물에 가해지는 응력을 해석하여 보았다.
- 또한 20°C, 0.5C rate의 충·방전 효율 data를 통해 배터리의 충전 또는 방전 특성을 살펴보았다.
- 이러한 미소한 차이는 만 번 이상의 운용 수명동안 큰 성능의 차이를 초래하기 때문에 초기에 유사한 특성을 가지는 셀 선별을 하는 것이 필수적이다. 또한 배터리 특성 파악뿐 아니라 배터리 불량 여부를 판단하기 위해, 배터리 제조 후 화학적, 물리적, 전기적 방법을 통해 제조된 배터리를 선별 시험한다. 이러한 과정을 보통 배터리 셀 선별 시험(Battery Screening)이라 부른다.
- 시뮬레이션을 통해 간접적으로 입증된 리튬이온 배터리 시스템의 구조적, 기능적 견고성을 발사체의 발사환경 및 위성운용 환경 하에서 열진공시험, 진동시험, 충격시험을 각각 수행하였다. 또한 소형인공위성을 위한 리튬 이온 배터리 시스템의 신뢰성을 확보시키기 위해 동일한 셀을 선별하였다. 본 연구를 통하여 국내의 소형위성에 주로 사용되던 Ni-Cd 배터리 대신 전력 밀도가 높고 우수한 성능의 리튬이온 배터리 셀을 적용하여 배터리 팩을 제작하고 고온, 충격의 환경 조건에서 손상을 입을 확률이 비교적 큰 리튬이온 배터리의 발사환경 및 우주환경 시험을 통한 우주인증을 수행하여 국내 소형위성용 배터리 팩을 자체 제작할 수 있음을 입증하였다.
- 5C rate의 충·방전 효율 data를 통해 배터리의 충전 또는 방전 특성을 살펴보았다. 리튬 이온 배터리는 자가 방전율이 낮지만, 추가적으로 셀을 72시간 동안 방치 한 뒤 자가 방전율을 측정하여 셀 선별에 참고하였다. 이러한 시험 데이터를 Fig.
- 소형인공위성의 배터리 시스템은 크게 리튬이온 배터리팩과 배터리 운용 시스템으로 구성된다. 배터리 운용 시스템은 Primary와 Redundancy로 이중화된 배터리 제어 모듈(battery control module : BCM)과 셀 전압 안정화 모듈(cell equalization module : CEM)로 구성되도록 설계하였고 그 구조는 Fig. 2와 같다. 설계된 소형인공위성용 리튬 이온 배터리는 다음과 같은 작동을 수행하도록 설계하였다.
- 이와 같이, 군용위성 개발에 있어서도 소형의 저궤도 인공위성의 중요도가 높아지고 있는 가운데 위성의 소형화를 위해서는 위성에서 가장 많은 중량 비중을 차지하는 전력계, 그 중에서도 배터리부의 에너지 밀도를 높이는 것이 핵심이다. 본 논문에서는 기존의 니켈 카드뮴(Ni-Cd) 배터리 보다 높은 에너지 밀도와 낮은 자가 방전율, 긴 수명, 그리고 넓은 작동온도 범위의 특성을 가지는 리튬 이온(Li-Ion) 배터리를 소형인공 위성 배터리 시스템에 적용하여 발사체 진동, 충격 및 우주환경과 유사한 온도, 진공 시험 등을 통해 배터리 시스템의 신뢰성을 검증하였다[1-2].
- 또한 소형인공위성을 위한 리튬 이온 배터리 시스템의 신뢰성을 확보시키기 위해 동일한 셀을 선별하였다. 본 연구를 통하여 국내의 소형위성에 주로 사용되던 Ni-Cd 배터리 대신 전력 밀도가 높고 우수한 성능의 리튬이온 배터리 셀을 적용하여 배터리 팩을 제작하고 고온, 충격의 환경 조건에서 손상을 입을 확률이 비교적 큰 리튬이온 배터리의 발사환경 및 우주환경 시험을 통한 우주인증을 수행하여 국내 소형위성용 배터리 팩을 자체 제작할 수 있음을 입증하였다. 본 연구는 소형위성에 국한되지 않고 중, 대형 및 정지 궤도 위성에 적용가능한 대용량 리튬 이온 배터리 시스템 개발의 초석을 마련하고 인공위성 발사를 추진 중인 외국의 위성용 배터리 시장을 겨냥한 사업으로의 발전도 가능하다는데 의의가 있다.
- 셀 전압 안정화 모듈은 각 셀의 전압 균일화 작동을 위하여 8개의 셀 중 최대 전압과 최소 전압의 차이가 SOC ±5% 이상이 되면 작동을 시작하게 된다. 셀 전압 안정화 모듈은 Fig. 2와 같이 능동형 전압 안정화 회로 기법을 사용하며 토폴로지는 Fly-back을 변형하여 사용하였다. 이러한 리튬 이온 배터리를 인공위성의 에너지 저장원으로 사용함으로써 배터리의 Specific Energy가 기존의 Ni-Cd 배터리에 비해 3배 정도 확보되는 효과를 얻을 수 있었다.
- . 소형 저궤도 인공위성의 리튬이온 배터리 용량은 다음의 식(1)로부터 결정되는데, 본 논문에서는 Table 1과 같은 성능을 가지는 배터리를 설계, 제작, 시험하여 신뢰성을 검증하였다.
- 소형인공위성의 리튬이온 배터리 팩의 신뢰도 확보를 위해 진동 시험은 X, Y, Z의 축에 대하여 각각 실시하였다. 진동시험은 Fig.
- 시뮬레이션을 통해 간접적으로 입증된 리튬이온 배터리 시스템의 구조적, 기능적 견고성을 발사체의 발사환경 및 위성운용 환경 하에서 열진공시험, 진동시험, 충격시험을 각각 수행하였다. 또한 소형인공위성을 위한 리튬 이온 배터리 시스템의 신뢰성을 확보시키기 위해 동일한 셀을 선별하였다.
- 이 중 첫 번째 나타나는 고유 진동수 값이 구조물에 가장 큰 영향을 주게 되므로 첫 번째 발생하는 고유 진동수 값 해석이 중요하다. 유한요소기법으로 1stmode부터4thmode까지 해석을 수행하였고 각각의 고유 진동수 값을 Table 2에 나타내었다. 또한 첫 번째 고유 진동수 시뮬레이션 결과를 Fig.
- 총 25개의 셀 중, 위성용 배터리를 위한 8셀을 선별하였다. 이러한 셀 선별 시험은 SOC 100%부터 0%까지의 개방 회로 전압을 측정하는 방식으로 진행하였고 DC 내부 저항 측정은 수십 Ampere 전류를 일정 시간 동안 배터리에 통과시켜 변화하는 전압 값을 측정하여 산출 하였다. 또한 20°C, 0.
- 일반적인 소형인공위성의 준적정 하중 요구조건인 Vertical 10g, Lateral 4g를 가하여 응력과 변위 해석을 수행 하였다. 응력 및 변위 해석의 결과를 Fig.
- 진공 챔버 내에 온도변화가 가능한 챔버를 설치하여 열진공 조건을 구현하였고 챔버에 위치한 커넥터를 통해 외부의 시험장비들과 배터리 시스템을 연결하였다. 배터리 시스템에 대한 온도 및 압력에 대한 시험 조건은 Table 4와 같다.
- 소형인공위성의 리튬이온 배터리 팩의 신뢰도 확보를 위해 진동 시험은 X, Y, Z의 축에 대하여 각각 실시하였다. 진동시험은 Fig. 7과 같이 세팅하였고 각 축에 대해 1grms 정도의 가 진동을 가하여 이때의 공진 주파수를 측정하고 Fig. 8과같이 14.4grms의 주 진동시험을 수행한 후에 다시 1grms 정도의 가 진동을 가하여 공진 주파수를 측정하였는데 그 결과는 Table 3과 같다. 주 진동전·후 공진 주파수가 동일함을 확인함으로써 주 진동에 의한 배터리 시스템의 구조적 변화가 없고 안정적임을 검증하였다.
- 11에 제시하였다. 총 9번의 기능시험 중 전압안정화 작동이 수행되었고 전압안정화 회로가 작동한 시간은 총 180여분 정도였다. 초기의 가장 낮은 Cell 전압은 3.
- 화학적, 물리적 방법에 의한 셀 선별 시험은 배터리 제조사에 의해 이루어지므로 본 연구에서는 셀 충전추이(Stage of Charge : SOC), 최대 충전 전압, 배터리 총용량, DC 저항 측정, 충·방전 효율, 그리고 자가 방전율을 측정하는 전기적 시험을 수행하였다.
대상 데이터
- 이러한 과정을 보통 배터리 셀 선별 시험(Battery Screening)이라 부른다. 본 연구를 위해 사용된 30Ah의 리튬 이온 배터리는 8개 배터리 셀이 직렬로 사용된다. 이상적으로는 위성에서 배터리가 직렬로 사용될 경우 8개 배터리 셀은 동일한 특성을 가져야 하며, 동일한 환경에서 작동하게 된다.
- 소형인공위성을 위한 배터리 시스템의 구조물은 Fig. 4와 같이 밑면과 배터리가 조립되는 배터리 팩 구조물, 그리고 배터리 운용 시스템 구현을 위한 3장의 PCB용 구조물로 구성된다. 한편, 외부진동을 흡수하는 Damper 역할을 위해 Delrin 재질의 내부 구조물(이하 Push-Cover로 칭함)이 배터리 팩 구조물과 체결된다.
- 화학적, 물리적 방법에 의한 셀 선별 시험은 배터리 제조사에 의해 이루어지므로 본 연구에서는 셀 충전추이(Stage of Charge : SOC), 최대 충전 전압, 배터리 총용량, DC 저항 측정, 충·방전 효율, 그리고 자가 방전율을 측정하는 전기적 시험을 수행하였다. 총 25개의 셀 중, 위성용 배터리를 위한 8셀을 선별하였다. 이러한 셀 선별 시험은 SOC 100%부터 0%까지의 개방 회로 전압을 측정하는 방식으로 진행하였고 DC 내부 저항 측정은 수십 Ampere 전류를 일정 시간 동안 배터리에 통과시켜 변화하는 전압 값을 측정하여 산출 하였다.
성능/효과
- 6에 나타내었다. 대체적으로 위성의 부품단위 설계요구 최소 고유 진동수는 수십~수백 Hz 임에 반해, 설계된 구조물의 경우 1837.9 Hz로 최소 진동수가 10~100배 이상 높게 해석되어, 외부 또는 내부 진동에 안전함을 알 수 있었고 위성체 구조에서 다른 구조물과 영향을 줄만한 변형이 일어나지 않음을 확인할 수 있었다.
- 따라서 배터리 시스템은 최대 34.1°C 정도까지 온도가 상승 할 것이므로 구조물이 열적으로 안정적임을 확인할 수 있었다.
- 또한 시험 전·후에 배터리 각부에 대한 기능시험을 수행하여 배터리 팩의 전기적 기능면에도 이상이 없음을 검증하였다.
- 또한 시험 후 Reconditioning을 수행하여 3cycle의 배터리 충·방전 시험 및 72시간 동안의 셀 용량 변화량을 측정한 결과 충격에 의한 배터리 팩의 내부적 손상이 없음을 간접적으로 확인할 수 있었다.
- 배터리의 동작은 고온과 저온에서 모두 안정적으로 충방전 특성을 보임을 확인했다. 온도 해석 결과는 궤도 열해석 결과 배터리가 놓이는 지점의 최저 온도는 2.
- 10-(b) 에 나타내었다. 열진공시험 동안 수행한 기능시험의 결과는 오류 없이 정상적으로 이루어 졌고 시험 중 측정한 배터리 시스템의 Telemetry도 모두 정상 상태를 표시하였다. 열진공시험 동안 전압안정화 작동도 수행하였는데 이의 결과를 다음의 Fig.
- 위성체 구조물의 최대 온도 25.8°C에 대한 열해석을 수행한 결과 Fig. 5와 같이 8개의 셀에 의한 발열량은 총 19.8W 정도였고 이에 의한 배터리 온도 상승은 최대 8.3°C임을 알 수 있었다.
- 일반적인 소형인공위성의 준적정 하중 요구조건인 Vertical 10g, Lateral 4g를 가하여 응력과 변위 해석을 수행 하였다. 응력 및 변위 해석의 결과를 Fig. 6에 나타내었는데 전반적인 응력의 수준은 1~0.6 Mpa 정도로 매우 낮았으며, 변위 또한 10-4 정도 매우 낮아서, 구조물 원소재(AL 7075) 항복 응력에 비해 매우 작은 수치임을 확인하였고 설계요구조건하에서의 응력 및 변형 수준이 안전한 정도임을 입증하였다.
- 2와 같이 능동형 전압 안정화 회로 기법을 사용하며 토폴로지는 Fly-back을 변형하여 사용하였다. 이러한 리튬 이온 배터리를 인공위성의 에너지 저장원으로 사용함으로써 배터리의 Specific Energy가 기존의 Ni-Cd 배터리에 비해 3배 정도 확보되는 효과를 얻을 수 있었다.
- 주 진동전·후 공진 주파수가 동일함을 확인함으로써 주 진동에 의한 배터리 시스템의 구조적 변화가 없고 안정적임을 검증하였다.
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