[논문]큐브위성 STEP Cube Lab. 비행 모델의 열진공시험을 통한 성능 및 열제어계 설계 검증

강수진; 정현모; 서정기; 오현웅

doi:10.5139/jksas.2015.43.9.814

큐브위성 STEP Cube Lab. 비행 모델의 열진공시험을 통한 성능 및 열제어계 설계 검증
Performance and Thermal Design Validation for FM STEP Cube Lab. 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.43 no.9, 2015년, pp.814 - 821

강수진 (Space Technology Synthesis Laboratory, Department of Aerospace Engineering, Chosun University) , 정현모 (Space Technology Synthesis Laboratory, Department of Aerospace Engineering, Chosun University) , 서정기 (SaTReC(Satellite Technology Research Center), KAIST) , 오현웅 (Space Technology Synthesis Laboratory, Department of Aerospace Engineering, Chosun University)

초록
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극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)은 우주기반 핵심기술들의 궤도검증을 주 임무로 2015년 발사를 위해 최종 비행모델의 개발을 완료하였다. 상기 임무를 위해 STEP Cube Lab.은 수동 열제어를 기반으로 최적화된 열제어 설계를 수행하였으며, 수락(acceptance) 수준의 열진공시험을 통해 위성 성능 및 열제어 설계의 검증을 완료하였다. 또한 열평형 시험을 통해 위성 열-수치 모델의 신뢰도 향상을 위한 보정 작업을 수행하였다. 본 논문에서는 STEP Cube Lab. FM의 열진공시험을 통한 일련의 검증 과정에 대해 서술하고자 한다.

Abstract ▼ AI-Helper

The STEP Cube Lab. classified as a pico-class satellite has been successfully developed as a flight model(FM) to be launched in 2015. Its mission objective is to perform the on-orbit verification of fundamental space core-technologies. In this study, a thermal design concept based on the passive method to achieve the mission objective is introduced. The effectiveness of the thermal design and performance of the satellite has been verified through the acceptance level thermal vacuum test. In addition, to improve the reliability of thermal mathematical model, correlation was performed using the results of thermal balance test. This paper describes a series of process for the thermal vacuum test on the STEP Cube Lab. FM.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 우주기반기술의 궤도 검증을 목적으로 제작된 극초소형위성 STEP Cube Lab. FM의 열진공시험을 통한 위성의 성능 및 열제어계를 최종 검토 및 검증하는 과정에 대해 살펴보았다. 또한 열평형시험으로 확보된 온도데이터로 부터 보다 신뢰도 높은 보정 열-수치모델을 구축 하였으며 보정된 열-수치 모델로부터 궤도 열해석을 재 수행하여 위성 열제어 설계의 적정성 검토 및 최종 검증을 완료하였다.
플레이트는 열전도성이 좋은 알루미늄(Aluminum)으로 선정하였으며 히터의 복사열전달 효율을 증대시키기 위해 표면은 블랙 아노다이징(Black Anodizing) 처리하였다. 또한 플레이트 윗면에 MLI를 적용하여 불필요한 열손실을 줄여 히터 용량의 최소화 및 구동시간을 단축하고자 하였다. 또한 비접촉식 히터의 복사열로 인한 위성 전체에 열적영향이 미칠 것을 방지하여 플레이트 바닥면은 최소한의 면적만을 노출하여 MLI를 적용하였으며, 플레이트를 지지하는 구조물은 Thermal Washer를 적용하여 열전달 경로를 차단하였다.
열진공시험은 실제 궤도상의 고진공 열환경을 모사하여 위성의 성능을 확인하고 열제어 설계의 적합성을 검증하는 것이 주 목적이다. 이에 STEP Cube Lab.

제안 방법

가변방사율 라디에이터와 PCM은 궤도 열환경에서의 열적성능 검증에 적합한 독립적인 열환경 조성을 위해 Fig. 2 (a), (b)와 같이 단열와셔(Thermal Washer)와 다층박막단열제(MLI:Multi-Layer Insulation)를 적용하여 위성 내부에서 발생하는 열의 전도/복사경로를 차단하였다. 또한 PCM은 특정 온도에서 작동하는 성능을 확인하기 위해 궤도상에서 인위적인 온도환경 조작이 필요할 경우를 대비하여 바닥면에 히터를 장착하였다.
MEMS 추력기의 경우, 궤도 열해석으로부터 저온에 과도하게 노출될 것으로 예상되어 Fig. 2 (c)와 같이 MEMS 추력기 모듈 전면부에 작동을 위한 최소한의 면적만을 노출하여 MLI를 적용하였다.
2.3.1에서 요구된 비접촉식 히터는 저온시험에서 배터리의 온도조절이 가능하도록 열해석을 통해 복사에 의한 열전달량을 고려하여 계산된 히터 전력량을 산정[8]하여 최대 30W를 허용하도록 제작하였으며, 형상은 Fig. 6과 같다. 플레이트는 열전도성이 좋은 알루미늄(Aluminum)으로 선정하였으며 히터의 복사열전달 효율을 증대시키기 위해 표면은 블랙 아노다이징(Black Anodizing) 처리하였다.
3과 같은 시험 프로파일은 도출하였다. 2주기의 열진공시험 중에 총 4번의 시험구간(Soak Phase)에서 실제 궤도상에서의 위성 시나리오를 모사한 위성시스템 기능시험(Integrated System Test)을 수행하여 위성 시스템 전반의 성능 검증을 실시하며 1주기의 열평형시험을 수행하여 열-수치 모델의 보정에 필요한 온도데이터를 확보한다.
따라서 열진공시험 내 저온환경에서 배터리를 허용온도범위 내로 제어하기 위해 별도의 시험용 비접촉식 히터[8]를 치구설계에 반영하였으며, 저/고온에서 위성 전장품의 열적 안정성을 고려하여 열평형시험 온도는 ±25℃로 시험규격을 완화하여 수행한다.
Figure 11은 PCM과 PCM이 배치된 구조패널인 Payload Board의 시험 중 온도데이터를 비교하여 나타낸다. 또한 가변방사율 라디에이터는 온도에 따라 방사율이 변화하는 소재의 특성을 지닌 수동형 열제어기로서, 열진공시험 중의 온도데이터를 Fig. 12에 고정방사율 라디에이터와 비교/분석한 바와 같이, 고온에서는 높은 방사율, 저온에서는 낮은 방사율로 인한 비교적 좁은 온도변화폭을 고정방사율과 비교하여 확인하였다. 다만 3cm×3cm의 적은 면적의 표면에 열전대까지 부착되어 충분한 방열면적을 확보하지 못한 점을 고려한다면 적합한 설계에서 보다 효율적인 수동 열제어가 가능할 것으로 기대된다.
또한 플레이트 윗면에 MLI를 적용하여 불필요한 열손실을 줄여 히터 용량의 최소화 및 구동시간을 단축하고자 하였다. 또한 비접촉식 히터의 복사열로 인한 위성 전체에 열적영향이 미칠 것을 방지하여 플레이트 바닥면은 최소한의 면적만을 노출하여 MLI를 적용하였으며, 플레이트를 지지하는 구조물은 Thermal Washer를 적용하여 열전달 경로를 차단하였다. 이와 같은 비접촉식 히터를 적용한 열진공시험 치구 형상을 Fig.
FM의 열진공시험을 통한 위성의 성능 및 열제어계를 최종 검토 및 검증하는 과정에 대해 살펴보았다. 또한 열평형시험으로 확보된 온도데이터로 부터 보다 신뢰도 높은 보정 열-수치모델을 구축 하였으며 보정된 열-수치 모델로부터 궤도 열해석을 재 수행하여 위성 열제어 설계의 적정성 검토 및 최종 검증을 완료하였다.
열-수치모델의 보정 작업은 모델의 신뢰도 향상을 위한 필수 절차이며, 위성의 열평형 시험에서 획득한 온도 데이터를 바탕으로 각 부품별 발열량과 위성 내/외부에 실제 광학 물성치에 대한 재검증 그리고 위성 구조체간의 열적 연결과 부품-위성 사이의 열적 연결 등에 대한 검증을 수행한다[9]. 열-수치모델의 보정은 Table 3과 같은 성공 기준[10]을 만족하도록 수행하였다.
열진공시험을 수행하기 전에 시험 프로파일을 모사한 열해석을 수행하여 시험 중에 위성 온도를 예측하고 사전에 발생할 수 있는 위험을 파악하여, 이를 바탕으로 시험 프로파일 보완 및 시험 장비구성 등의 시험 계획을 최종 수립하였다.
은 1U(10cm×10cm×10cm)의 매우 작은 크기로 질량 버짓 및 전력생성 한계 등의 제한된 설계조건에 따라 열설계는 수동열제어 방식을 기반으로 진행하였다.
열진공시험 내 위성 시나리오 시험 결과, 라디에이터가 배치되는 위성의 상부 패널에서 저온에서의 불안정한 작동이 확인되어, 저온환경으로부터 보호하기 위해 MLI를 처리하는 추가 열설계를 진행하였으며, 보정된 STEP Cube Lab.의 열-수치모델로 궤도 열해석을 재 수행하여 열설계의 적정성을 확인하였다. 해석 결과, 안정적인 작동을 확인한 저온 한계점으로부터 마진이 10℃ 이상 확보되는 것을 확인하였으며, 재 수행된 궤도 열해석으로부터 보다 정확한 궤도상에서의 위성 온도를 예측하여 향후 위성이 발사 이후의 실제 온도와 비교/분석할 자료를 마련하였다.
6과 같다. 플레이트는 열전도성이 좋은 알루미늄(Aluminum)으로 선정하였으며 히터의 복사열전달 효율을 증대시키기 위해 표면은 블랙 아노다이징(Black Anodizing) 처리하였다. 또한 플레이트 윗면에 MLI를 적용하여 불필요한 열손실을 줄여 히터 용량의 최소화 및 구동시간을 단축하고자 하였다.
의 열-수치모델로 궤도 열해석을 재 수행하여 열설계의 적정성을 확인하였다. 해석 결과, 안정적인 작동을 확인한 저온 한계점으로부터 마진이 10℃ 이상 확보되는 것을 확인하였으며, 재 수행된 궤도 열해석으로부터 보다 정확한 궤도상에서의 위성 온도를 예측하여 향후 위성이 발사 이후의 실제 온도와 비교/분석할 자료를 마련하였다. Fig.

대상 데이터

시험온도규격은 궤도 열해석 결과로부터 해석/수락마진(±5℃/±5℃)을 확보한 –35℃/+35℃로 산출하였으며[7] 본 시험은 인공위성연구센터(SaTReC)에서 보유한 챔버를 사용하였으며, 챔버 스펙은 직경 2000mm, 깊이 2500mm 크기의 10–5torr 이하의 진공도, –80℃~+100℃의 온도범위, 80개의 온도센서 채널과 12개의 히터 채널 등 이다.
열전대는 위성과 치구에 총 25개가 사용되었으며, 다음과 같은 사유를 고려하여 열전대의 위치를 선정하였다.
주요 탑재체 중 하나인 PCM은 상변화 과정에서의 열에너지를 축적하거나 방출하는 물리현상을 이용한 열제어 장치로, 궤도상에서의 위성온도를 고려하여 녹는점이 9~10℃인 파라핀 계열의 펜타데칸(n-Pentadecane)을 선정하였으며, 열진공시험 결과, 설계된 상변화 온도구간에서의 정상적인 성능 구현이 이루어짐을 Fig. 11에 표시한 잠열구간의 온도특성으로부터 확인하였다.

성능/효과

해석 결과, Fig. 5에서 볼 수 있듯이 저온시험에서 배터리가 허용온도범위를 초과하고, 고온시험에서 통신보드가 작동 시 발열로 인해 허용온도범위에 근접하는 것을 확인하였다. 따라서 열진공시험 내 저온환경에서 배터리를 허용온도범위 내로 제어하기 위해 별도의 시험용 비접촉식 히터[8]를 치구설계에 반영하였으며, 저/고온에서 위성 전장품의 열적 안정성을 고려하여 열평형시험 온도는 ±25℃로 시험규격을 완화하여 수행한다.

후속연구

다만 3cm×3cm의 적은 면적의 표면에 열전대까지 부착되어 충분한 방열면적을 확보하지 못한 점을 고려한다면 적합한 설계에서 보다 효율적인 수동 열제어가 가능할 것으로 기대된다.
또한 ±X축의 태양 전지판 외각에는 전력생성의 효율 향상을 위한 CPV System이 배치되어, ±Y축의 일반적으로 사용되는 위성용 태양전지판과 비교/검증할 계획이다.
주요 임무는 논문 연구 실적으로만 그친 국내 산학연 기 수행 우주핵심기술 및 본 위성 개발팀에서 자체 개발한 우주핵심기술을 탑재하여 궤도 검증을 실시하고 획득 데이터로부터 해당분야 기술의 지적 기반을 구축함에 있다. 이에 선정된 주요 탑재체는 가변방사율 라디에이터[2], 상변화물질(PCM: Phase Change Material)[3], 그리고 자체 제작된 MEMS(Micro Electro Mechanical Systems) 기반 고체 추진로켓(이하 MEMS 추력기)[4], 무충격 구속분리장치[5], 집광형 태양전력시스템(이하 CPV System : Concentrating Photovoltaic System)[6]이 탑재되어 궤도운용을 수행할 예정이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	STEP Cube Lab.은 무엇인가?	미래창조과학부와 한국항공우주연구원에서 개최한 2013 제2회 큐브위성 경연대회에 선정된 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)은 조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실 학생들이 주축이 되어 2015년 하반기 발사를 목표로 최근 2015년 3월에 개발을 완료한 1U 크기의 극초소형 위성이다[1]. 주요 임무는 논문 연구 실적으로만 그친 국내 산학연 기 수행 우주핵심기술 및 본 위성 개발팀에서 자체 개발한 우주핵심기술을 탑재하여 궤도 검증을 실시하고 획득 데이터로부터 해당분야 기술의 지적 기반을 구축함에 있다.
	큐브위성 STEP Cube Lab.운용의 주요 임무는 무엇인가?	극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)은 우주기반 핵심기술들의 궤도검증을 주 임무로 2015년 발사를 위해 최종 비행모델의 개발을 완료하였다. 상기 임무를 위해 STEP Cube Lab.
	STEP Cube Lab.에는 어떤 것이 탑재되었는가?	주요 임무는 논문 연구 실적으로만 그친 국내 산학연 기 수행 우주핵심기술 및 본 위성 개발팀에서 자체 개발한 우주핵심기술을 탑재하여 궤도 검증을 실시하고 획득 데이터로부터 해당분야 기술의 지적 기반을 구축함에 있다. 이에 선정된 주요 탑재체는 가변방사율 라디에이터[2], 상변화물질(PCM: Phase Change Material)[3], 그리고 자체 제작된 MEMS(Micro Electro Mechanical Systems) 기반 고체 추진로켓(이하 MEMS 추력기)[4], 무충격 구속분리장치[5], 집광형 태양전력시스템(이하 CPV System : Concentrating Photovoltaic System)[6]이 탑재되어 궤도운용을 수행할 예정이다.

참고문헌 (10)

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Lee, J. J., and 3 others, "Effect of Correlation about Satellite Thermal Math Model using Result of Thermal Balance Test", Proceeding of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Nov. 2006, pp.672-675.
Lee, J. J., Kim, H. K. and Hyun, B. S. " The Correlation of Satellite Thermal Mathematical Model using Results of Thermal Vacuum Test on Structure-thermal Model", Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 37, Sep. 2009, pp.916-922.

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표제어: PCR

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