큐브위성 STEP Cube Lab.의 임무 탑재체 인증모델의 열진공시험 및 열모델 보정을 통한 궤도 열해석 Thermal Vacuum Test and Thermal Analysis for a Qualification Model of Cube-satellite STEP Cube Lab.원문보기
우주기반기술 검증용 극초소형 위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)의 주요 탑재체인 집광형 프레넬렌즈가 적용된 고효율 집광형 태양전력시스템, 열선 절단방식이 적용된 무충격 구속분리장치 그리고 MEMS 기반의 고체추력기에 대해 인증수준의 열진공 시험과 열평형 시험을 수행하였다. 이를 통해 열진공 환경 하의 인증수준의 시험온도규격에서 탑재체의 구조건전성 및 정상작동성을 검증하고, 열평형 시험 결과로부터 보다 신뢰성 높은 보정된 열해석 모델을 확립하였다. 본 논문에서는 주요 임무 탑재체의 인증수준의 열환경 시험에 대한 기능시험 결과 및 시험 결과로부터 수행된 열모델 보정과 최종 열모델의 궤도 열해석 결과에 대해 기술하였다.
우주기반기술 검증용 극초소형 위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)의 주요 탑재체인 집광형 프레넬렌즈가 적용된 고효율 집광형 태양전력시스템, 열선 절단방식이 적용된 무충격 구속분리장치 그리고 MEMS 기반의 고체추력기에 대해 인증수준의 열진공 시험과 열평형 시험을 수행하였다. 이를 통해 열진공 환경 하의 인증수준의 시험온도규격에서 탑재체의 구조건전성 및 정상작동성을 검증하고, 열평형 시험 결과로부터 보다 신뢰성 높은 보정된 열해석 모델을 확립하였다. 본 논문에서는 주요 임무 탑재체의 인증수준의 열환경 시험에 대한 기능시험 결과 및 시험 결과로부터 수행된 열모델 보정과 최종 열모델의 궤도 열해석 결과에 대해 기술하였다.
Qualification model(QM) of main payloads including concentrating photovoltaic system using fresnel lens, heating wire cutting type shockless holding and release mechanism, and MEMS-based solid propellant thruster have been developed for the STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experim...
Qualification model(QM) of main payloads including concentrating photovoltaic system using fresnel lens, heating wire cutting type shockless holding and release mechanism, and MEMS-based solid propellant thruster have been developed for the STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project), which is a pico-class satellite for verification of core space technologies. In this study, we have verified structural safety and functionality of the developed payloads under a qualification temperature range through the QM thermal vacuum test. Additionally, a reliability of thermal model of the payloads has been confirmed by performing a thermal correlation based on the thermal balance test results.
Qualification model(QM) of main payloads including concentrating photovoltaic system using fresnel lens, heating wire cutting type shockless holding and release mechanism, and MEMS-based solid propellant thruster have been developed for the STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project), which is a pico-class satellite for verification of core space technologies. In this study, we have verified structural safety and functionality of the developed payloads under a qualification temperature range through the QM thermal vacuum test. Additionally, a reliability of thermal model of the payloads has been confirmed by performing a thermal correlation based on the thermal balance test results.
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문제 정의
의 임무 탑재체 중 인증수준의 열진공 시험을 수행할 탑재체는 MEMS 추력기, 무충격 구속분리장치 그리고 CPV System이다. 각 탑재체에 대한 시험 목표는 MEMS 추력기의 경우, 추력기 모듈의 기능검증과 UV 접착의 MEMS 공정 그리고 RTD 센서의 보정데이터 획득 및 점화기 히터의 생존성 검증이며, 무충격 구속분리장치의 경우, 저온 진공환경에서의 냉간압접(Cold Welding)의 영향을 확인 및 시험 결과로부터 대기환경과 진공환경에서의 측정된 분리시간 차를 확인하는 것이다. 또한 CPV System의 경우, 태양전지 패널과의 본딩 공정에 대한 구조건전성 검증을 목표로 한다.
상기의 탑재체 중 자체 개발된 MEMS 추력기와 무충격 구속분리장치 그리고 CPV System에 대해서는 극한 우주 열진공 환경에서의 생존성 및 정상작동이 보장되어야 한다. 따라서 자체개발 탑재체에 대한 검증을 목적으로 우주 열환경을 모사한 고진공 환경 하의 인증온도범위에서의 열진공 시험을 수행하였으며, 본 논문에서는 이에 대한 시험방법 및 결과에 대해 논하고자 한다. 또한, 신뢰성 높은 열해석 모델 구축을 위해 열평형 시험을 실시하였으며, 이로부터 보정된 열모델을 구축하였다.
각 탑재체에 대한 시험 목표는 MEMS 추력기의 경우, 추력기 모듈의 기능검증과 UV 접착의 MEMS 공정 그리고 RTD 센서의 보정데이터 획득 및 점화기 히터의 생존성 검증이며, 무충격 구속분리장치의 경우, 저온 진공환경에서의 냉간압접(Cold Welding)의 영향을 확인 및 시험 결과로부터 대기환경과 진공환경에서의 측정된 분리시간 차를 확인하는 것이다. 또한 CPV System의 경우, 태양전지 패널과의 본딩 공정에 대한 구조건전성 검증을 목표로 한다.
제안 방법
또한 대기환경과 저온 진공환경 하의 분리시험 결과 비교는 Fig. 12 (c)와 같이 유사한 분리시간 대에 이루어지는 것을 확인하여 궤도환경에서의 정상운용에 대해 검증하였다.
가변방사율 라디에이터는 가변방사 성능의 효율을 비교, 검증하기 위하여 고정방사율 라디에이터와 동일위치인 +Z패널에 위치하며, 태양전지판의 전력생성 효율 향상을 위해 개발된 CPV System의 렌즈는 ±X방향의 태양전지판 외곽에 배치되며, 성능 검증을 위해 CPV 렌즈가 없는 ±Y방향의 태양전지판과 궤도 상에서의 전력 생성량을 비교, 분석할 계획이다.
한국산업기술대학교 기계공학과에서 제공받은 PCM은 상변화과정에서의 열에너지를 축적하거나 방출하는 물리현상을 이용한 열제어 장치이다. 궤도 상에서의 위성온도를 고려하여 녹는점이 9~10℃인 파라핀 계열의 펜타데칸(n-Pentadecane)을 선정하여 열진공시험을 수행한 결과, Fig. 3과 같이 선정한 온도구간에서의 상변화를 PCM의 온도변화로부터 확인하였다. 그래프의 점선은 챔버 온도, 실선은 PCM의 온도를 나타낸다[5].
상기에 수행된 탑재체의 열보정 모델을 위성 시스템 열모델에 반영하여 궤도 열해석을 재 수행하였으며, 구축된 위성 시스템 열보정 모델로부터 좀 더 신뢰도 높은 궤도 상에서의 위성 온도를 예상하였다. 궤도 열해석은 극한의 최저/최고온의 우주 열환경에서 위성이 최저/최고로 발열하는 상태를 고려하여 최악의 경우에 대한 해석을 수행하였다. 따라서 해석 파라미터는 Table 4와 같이 정의하였으며, 위성 시스템 열모델과 궤도 프로파일은 Fig.
기준 온도점이 목표 온도에 도달하면 구간 C에서 모든 시험품의 온도 안정화를 위한 등온시간을 1시간 유지한 후에 기능시험을 수행한다. 기능시험은 MEMS 추력기와 무충격 구속분리장치 그리고 무충격 구속분리장치의 분리상태 확인을 위한 분리상태 확인스위치(DSSW: Deployme-nt Status Switch)의 정상작동 시그널을 확인한다. Fig.
따라서 자체개발 탑재체에 대한 검증을 목적으로 우주 열환경을 모사한 고진공 환경 하의 인증온도범위에서의 열진공 시험을 수행하였으며, 본 논문에서는 이에 대한 시험방법 및 결과에 대해 논하고자 한다. 또한, 신뢰성 높은 열해석 모델 구축을 위해 열평형 시험을 실시하였으며, 이로부터 보정된 열모델을 구축하였다.
무충격 구속분리장치는 열진공 환경에서 인증수준의 시험온도규격에 2.5주기 동안 노출시킨 후, 저온 환경에서 분리시험을 수행하였다. 수행 결과, 전압이 인가되고 0.
의 탑재체 수준의 열진공시험에 대하여 시험 준비 및 시험 과정 그리고 시험 결과를 포함한 전반적인 시험절차에 대하여 기술하였다. 본 시험을 통하여 위성 개발팀에서 자체 개발된 MEMS 추력기, 무충격 구속분리장치 그리고 CVP System의 우주 열환경에서의 생존성 및 정상작동을 검증하였으며, 시험 결과를 활용한 열해석 모델의 검토 및 보정작업을 수행하여 보다 신뢰도 높은 열해석 모델을 확보하였다. 또한 이를 이용하여 좀더 정확한 궤도 상에서의 탑재체 온도분포를 예측할 수 있었다.
상기에 수행된 탑재체의 열보정 모델을 위성 시스템 열모델에 반영하여 궤도 열해석을 재 수행하였으며, 구축된 위성 시스템 열보정 모델로부터 좀 더 신뢰도 높은 궤도 상에서의 위성 온도를 예상하였다. 궤도 열해석은 극한의 최저/최고온의 우주 열환경에서 위성이 최저/최고로 발열하는 상태를 고려하여 최악의 경우에 대한 해석을 수행하였다.
시험온도규격은 궤도 열해석을 기반으로 탑재체의 궤도 상에서의 예상온도 범위에 불확실한 해석마진(±5°C)과 미군 군사규격의 인증마진(±10°C)을 확보한 ±35°C로 정의하였으며, 시험비용이 크게 소모되는 열진공시험의 특성 상 열 주기는 미군 군사규격의 최소 요구조건인 3주기로 정의하였다[12-13].
열진공시험 중 기능시험을 위한 전기적 인터페이스는 Fig. 7과 같이 구상하였으며, 열전대는 Fig. 8과 같이 MEMS 추력기의 주요 소자가 위치한 보드의 바닥면과 추력기 중심의 점화기의 박막, CPV 렌즈 그리고 무충격 구속분리장치의 구속볼트에 각각 하나씩, 총 4개를 부착하여 챔버 내에 배치하였다.
열평형 시험은 저온/고온의 각각 구간 G와 I에서 수행하였다. Fig.
주요 탑재체의 궤도 운용온도 예측을 위하여 열평형 시험으로부터 구축된 열보정 모델을 적용한 궤도 열해석을 수행하였다. 열해석에 사용된 열모델(TMM : Thermal Mathematical Model)은 유한차분과 유한요소 모델이 간편한 Thermal Desktop에서 구축하였으며, 궤도에 따라 변하는 태양 복사의 열 유입량, 지구 적외선과 알베도 영향 고려를 위해 Resistor-capacitor 네트워크 방식의 전도 및 복사 열전달을 계산하는 SINDA(System Improved Numerical Differencing Analyzer)/FLUINT를 이용하여 궤도 열해석을 실시하였다[9-11].
의 열진공 시험온도 프로파일을 나타낸다. 인증수준의 시험온도 규격에서 총 3주기의 열주기를 수행하며, 실선은 시험 목표온도, 점선은 챔버 내 압력을 의미한다.
주요 탑재체의 궤도 운용온도 예측을 위하여 열평형 시험으로부터 구축된 열보정 모델을 적용한 궤도 열해석을 수행하였다. 열해석에 사용된 열모델(TMM : Thermal Mathematical Model)은 유한차분과 유한요소 모델이 간편한 Thermal Desktop에서 구축하였으며, 궤도에 따라 변하는 태양 복사의 열 유입량, 지구 적외선과 알베도 영향 고려를 위해 Resistor-capacitor 네트워크 방식의 전도 및 복사 열전달을 계산하는 SINDA(System Improved Numerical Differencing Analyzer)/FLUINT를 이용하여 궤도 열해석을 실시하였다[9-11].
대상 데이터
시설은 인공위성연구센터(SaTReC)에서 보유 중인 챔버를 사용하였으며, 챔버규격은 400⨉400⨉450mm, 작동온도범위는 –40℃~ +100℃, 진공도는 로터리/디퓨전 펌프를 1/ 2차로 차례로 가동시켜 최대 0 7torr까지 가능하다.
이론/모형
궤도 열해석에는 우주환경에서의 대류항을 제외한 열모델에 적용되는 에너지 방정식 (1)을 Crank-Nicholson 방식을 이용하여 (2)와 같이 풀이하여 (3)과 같이 수렴될 때까지 반복 계산하는 수치해석 기반의 SINDA/FLUNIT를 이용하였다[9-11].
성능/효과
13과 같이, 열모델은 시험 환경을 그대로 모사하여 탑재체와 열진공 챔버 내에 탑재체를 고정할 치구와 함께 형상화하였다. 상기 수행된 열평형 시험의 온도정보 데이터로부터 시험 탑재체에 대한 열해석 모델을 보정하였으며, 그 결과 Table 3과 같이 해석온도와 시험온도결과의 온도차가 시스템 요구조건인 3도 이하로 모두 만족하도록 보정하였다.
5주기 동안 노출시킨 후, 저온 환경에서 분리시험을 수행하였다. 수행 결과, 전압이 인가되고 0.71초 만에 성공적으로 분리가 됨을 DSSW로부터 확인하였다. DSSW의 시험 데이터와 분리 후 형상은 Fig.
후속연구
본 시험을 통해 MEMS 추력기 제작에 사용된 열접합 방식과 UV 접합 방식의 제작 기술에 대한 검증을 수행하였으며, 새로운 우주기술에 사용될 다양한 MEMS 기반 기술 제작에 유효한 공정방법의 기반이 될 것으로 기대된다.
주요 임무는 논문 연구 실적으로만 그친 국내 산학연 기 수행 우주핵심기술 및 본 연구팀에서 자체 개발한 기술을 탑재하여 궤도 검증을 실시하고 획득 데이터를 제공하여 해당분야 기술의 지적 기반을 구축함에 있다. 이에 선정된 주요 탑재체는 가변방사율 라디에이터[4], 상변화물질(PCM: Phase Change Material)[5], MEMS(Micro Electro Mechanical Systems) 고체 추진로켓(이하 MEMS 추력기)[6], 무충격 구속분리장치[7] 그리고 집광형 태양전력시스템(이하 CPV System : Concentrating Photovoltaic System)[8]이 탑재되어 궤도운용을 수행할 예정이다.
추력기 점화시험 결과는 Fig. 11과 같이, 표시된 총 3개의 점화기의 추진제가 점화되지 않은 것은 MEMS 공정 과정에서의 불균일한 UV 접합으로 첫 번째 점화의 충격이 전체 레이어에 전달되어 다른 점화기의 손상으로 이어진 것으로 판단되며 이는 향후 접합 공정과 재질의 개선으로 보완이 가능할 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
1U의 극초소형 위성에 탑재될 주요 탑재체는 무엇이 있는가?
주요 임무는 논문 연구 실적으로만 그친 국내 산학연 기 수행 우주핵심기술 및 본 연구팀에서 자체 개발한 기술을 탑재하여 궤도 검증을 실시하고 획득 데이터를 제공하여 해당분야 기술의 지적 기반을 구축함에 있다. 이에 선정된 주요 탑재체는 가변방사율 라디에이터[4], 상변화물질 (PCM: Phase Change Material)[5], MEMS(Micro Electro Mechanical Systems) 고체 추진로켓(이하 MEMS 추력기)[6], 무충격 구속분리장치[7] 그리고 집광형 태양전력시스템(이하 CPV System : Concentrating Photovoltaic System)[8]이 탑재되어 궤도운용을 수행할 예정이다.
본 연구에서 사용된 MEMS 추력기는 어떠한 과정으로 추력을 발생하는가?
Figure 4는 MEMS 추력기와 이에 내장된 마이크로 점화기의 형상을 나타낸다. MEMS 추력기는 마이크로 점화기에 열을 인가 시 기폭제 기반의 고체 추진제가 점화되어 추진제의 가스 압력으로 박막이 깨지며 노즐을 통하여 추력을 발생 시키는 MEMS 기술 기반의 고체 추력기이다. MEMS 추력기의 주요 제원은 Table 1과 같으며, 궤도 상에서의 운용은 MEMS 추력기의 추력으로 인한 위성의 회전을 고려하여 Fig.
큐브위성의 연구가 활발하게 진행 중인 이유는 무엇인가?
극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성은 기본 크기인 1U를 기준으로 10cm×10cm×10cm의 크기 및 1kg 이하의 중량 등 제한된 설계조건에도 불구하고 지구관측, 과학실험 또는 첨단 기술이나 개발부품의 사전 궤도인증 등의 임무수행이 가능하며, 소형임에도 위성개발은 실용급 위성의 설계원리를 전부 이해해야만 설계가 가능하다는 점에서 교육적, 기술적 측면으로도 적합하여 미국이나 일본을 비롯한 우주개발선진국에서는 이미 활발한 연구 활동이 진행 중에 있다. 일례로, 유럽우주기구(ESA)에서는 50개의 큐브샛을 동시에 쏘아 올리는 ‘QB50’ 프로젝트[1]를 개최하는 등다양한 우주실험 임무를 수행하고 있다.
참고문헌 (13)
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