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문제 정의
- 베이크 아웃 시험의 목적은 위성에 사용된 접착제(Adhesives)와 컨포멀 코팅(Conformal coating) 등의 모든 재료가 탈기체(Outgassing) 요구조건을 만족하는지 확인하는 것이다. VKI로부터 받은 탈기체 요구조건은 TML(Total Mass Loss)<1%이지만, 시험이 진행된 SaTReC에 질량변화를 측정할 수 있는 장비가 없었기 때문에 위성의 질량 변화는 직접 측정할 수 없었다.
- 본 논문에서는 열권 및 이온층 대기를 관측하는 국제협력 프로젝트인 QB50의 일환으로 개발한 2U 크기의 큐브위성 LINK 비행모델의 발사 및 궤도 환경 검증을 위한 진동시험과 열진공 시험 결과를 기술하였다.
- 이 중 LINK는 국제협력 프로젝트인 QB50[2]의 일환으로 KAIST ASCL ASTRIS 팀에서 개발한 2U 크기의 큐브위성이며, 그 과학적 임무 목적은 저궤도(90~380km) 열권 및 이온층 대기를 관측하는 것이다[3]. QB50은 전 세계에서 총 50개의 위성을 동시에 제작/발사하는 대형 프로젝트로, 2017년 1분기부터 미국의 발사업체인 NanoRacks를 통해 순차적으로 국제우주정거장에서 발사되며 ‘진주목걸이’ 형태로 배치되어 공동의 임무를 수행하게 된다.
제안 방법
- LINK의 시험인증 모델(EQM, Engineering Qualification model)에 대한 설계 검증은 인증수준(Qualification level)의 요구조건에 따라 Table 5와 같이 수행한 바 있으며, 기능시험[6]을 수행하여 위성의 동작 여부도 확인하였다.
- SaTReC 열구조 및 우주시험팀과 협의 후 1주기는 BAT 히터가 올바르게 동작하는지 확인하기위해 저온 담금(Cold soak) 온도를 –15℃까지 내렸다가 상승시키고 그 이후에는 0℃를 최저온도로 설정하여 시험을 수행하였으며, 각 Soak에서 기능시험을 수행하였다.
- 그리고 VKI가 제공한 열주기 시험과 베이크 아웃 시험의 요구조건은 Tables 13~14과 같다. Table 13과 같이 열진공시험 중 열주기 시험은 인증시험에서 수행되어야 하지만 당시 EQM의 모든 서브시스템 모듈에 대한 부품 수급이 원활하지 못하여 부품 중 EPS, BAT, Transceiver, OBC 만을 수급한 상태였고, QB50 프로젝트의 전체 일정도 고려해야 하는 상황에서 EQM으로 열주기 시험을 수행하는 것은 FM과의 연관성을 입증하기 어렵다고 판단하여 모든 서브시스템 모듈이 갖추어진 FM을 PFM 수준으로 하여 베이크 아웃 시험을 포함한 열진공 시험을 수행하기로 결정하였다.
- 그 결과 FM의 성능 및 설계 검증을 위해 Table 15와 같은 시험을 수행하였으며, 시험 시작 전 FFT, 각 시험 항목 사이에 RFT, 시험 마지막에 VFT의 기능시험을 수행하였다. 각 기능시험은 대략 1시간 정도 소요되었으며, 약 65개의 항목[OBC(8항목), ADCS(12항목), STR(4항목), EPS(12항목), COMM(17항목), LP(5항목), INMS(7항목)]에 대한 점검을 통해 위성의 각 서브시스템이 정상적으로 동작하는지 확인하였다.
- 또한 각 서브시스템의 운용 온도범위를 바탕으로 수행된 열진공시험을 통해 우주환경에서의 극심한 온도변화에서 위성의 각 서브시스템이 정상적으로 작동하는 것을 확인하였으며, 각 시험 전·후에 기능시험을 수행하여 각 서브시스템의 기계적, 전기적 인터페이스의 건전성을 검증하였다.
- 모든 요구조건을 만족하도록 설계된 비행모델의 발사 환경 검증을 위하여 수락 수준의 요구조건에 따라 진동시험을 수행하였고, 비행모델의 구조건전성 검증을 완료하였다. 또한 각 서브시스템의 운용 온도범위를 바탕으로 수행된 열진공시험을 통해 우주환경에서의 극심한 온도변화에서 위성의 각 서브시스템이 정상적으로 작동하는 것을 확인하였으며, 각 시험 전·후에 기능시험을 수행하여 각 서브시스템의 기계적, 전기적 인터페이스의 건전성을 검증하였다.
- 5와 같이 설정하였고, 진동시험과 충격시험은 각 축방향에 대하여 Tables 6~10의 요구조건에 따라 수행되었다. 발사 장치의 다른 위성 부품과의 간섭(Interference)이 발생하는지 확인하기 위하여 EQM에 대한 전자파 적합성(EMC) 시험이 수행되었으며, EMC의 다양한 시험 중 방사잡음시험(RE, Radiated emission)과 방사내성시험(RS, Radiated susceptibility)이 Tables 11~12의 요구조건에 따라 진행되었다.
- 발사환경과 동일한 조건에서 시험을 수행하기위해 Fig. 9와 같이 발사장치인 P-POD에 FM과 1U 구조물을 넣어 진동기(Shaker)에 설치하였고, P-POD 밖으로 케이블(Access port)을 뽑아 시험전후 기능시험을 수행하였다.
- 본 논문에서는 시스템 요구조건을 충족하는 비행모델의 개발과 환경시험 결과를 서술하였으며, 수락 수준의 진동시험, 열진공시험[5] 및 기능시험을 통해 비행모델의 성능 및 설계의 검증을 완료하였다.
- 본 큐브위성 개발팀에서는 QB50 프로젝트의 전체 일정에 따라 위성을 개발하고, 위성 개발의 위험도를 최소화하기 위하여 KAIST 물리과에서 개발한 LP와 QB50 프로젝트를 위해 개발된 INMS, ADCS를 제외하고 Table 2와 같이 대부분의 서브시스템을 기 검증된 상용제품(COTS, Commercial Off-the-Shelf)을 선정하여 위성을 개발하였다. LINK에 탑재된 상용제품의 구체적인 스펙(Specification)과 진동 및 열시험 결과는 각 업체 홈페이지에서 제공하는 제품 매뉴얼(Manual)에서 확인할 수 있다.
- 본 팀에서는 QB50에서 제공하는 센서들 중 Mullard Space Science Laboratory(MSSL)에서 제작한 이온/중성자 질량 스펙트로미터(INMS, Ion/Neutral Mass Spectrometer)[4]와 카이스트 물리과 연구실에서 자체 제작하여 이온층의 전자밀도와 온도를 측정하는 랑뮈어 탐침(LP, Langmuir Probe)을 탑재하여 동시간대의 데이터도 함께 측정한다.
- 앞의 요구조건 Tables 6~10 중 FM의 수락수준에서 수행해야 할 진동시험 항목은 고유진동수 조사(Resonance survey), 정현파 진동(Sinusoidal vibration), 랜덤 진동(Random vibration) 시험이었고, 주어진 수락수준의 요구조건에 따라 각축(Y→Z→X)에 대하여 고유진동수 조사1(시험 전), 정현파 진동, 고유진동수 조사2(시험 중), 랜덤 진동, 고유진동수 조사3(시험 후)의 순서로 진동 시험을 수행하였다.
- 우주의 극심한 온도변화와 진공 환경에서 위성이 정상적으로 작동하는지 확인하기 위하여 열진공시험(TVAC)과 열주기 기능시험, 베이크 아웃 시험을 SaTReC에서 수행하였다. 앞서 언급한바와 같이 EQM으로 수행하지 못한 열주기 시험도 FM을 이용하여 진행하였다.
- 저수준 정현파 진동시험(LLS, Low-level sine sweep test)을 통해 FM의 고유진동수를 측정하였으며, Fig. 13은 태양전지판에서 측정된 X축 방향의 고유진동수 조사 1, 2, 3의 시험 결과를 비교한 것이다.
- 전개형 태양전지판과 같이 발사장치에서 분리 후 전개가 필요한 부품에 대한 전개시험은 RFT, 진동시험 후 VFT에서 각각 2번 수행하여 각 부품의 기능을 점검하였다.
대상 데이터
- QB50 프로젝트의 요구조건은 주관기관인 VKI(von Karman Institute for Fluid Dynamics)로부터 제공받았고, 설계 검증을 위한 시험은 제공받은 시험 프로파일을 기반으로 진행되었으며, 환경시험 요구조건은 6가지 종류의 발사체(VEGA, Cyclone-4, Dnepr, PSLV, Rokot, Soyuz) 중 최악의 조건을 고려하여 도출되었다.
성능/효과
- BAT는 저온에서 원활한 동작을 위해 0℃ 이하에서 BAT 히터를 작동시켜 운용 최저 온도범위(–10℃) 이하로 온도가 내려가는 것이 방지되도록 설계되어 있으나, 열주기 시험의 최저온도를 Table 13에 따라 BAT 히터가 작동하게 설정하면 시험 중간에 방전될 가능성이 있다는 것을 인지하였으며, 외부로 연결된 케이블로는 충전하는 것에 한계가 있다는 것을 확인하였다.
- 각 가속도계에서 측정된 고유진동수는 정현파 진동 영역과 공진이 발생되지 않으며, 위성체의 고유진동수는 아니지만 각 센서에서 측정된 고유 진동수가 126Hz(90Hz*1.4) 이상이라는 점을 고려하면 일반적인 발사체에서 발생되는 저주파 영역(<90Hz)과 공진이 발생되지 않도록 적절하게 설계되었다고 판단된다.
- 그 결과 FM의 성능 및 설계 검증을 위해 Table 15와 같은 시험을 수행하였으며, 시험 시작 전 FFT, 각 시험 항목 사이에 RFT, 시험 마지막에 VFT의 기능시험을 수행하였다. 각 기능시험은 대략 1시간 정도 소요되었으며, 약 65개의 항목[OBC(8항목), ADCS(12항목), STR(4항목), EPS(12항목), COMM(17항목), LP(5항목), INMS(7항목)]에 대한 점검을 통해 위성의 각 서브시스템이 정상적으로 동작하는지 확인하였다.
- 결국 FM의 열주기 시험은 요구조건에서 수정된 온도 프로파일에 따라 수행되었으나 각 주기별로 수행된 기능시험 결과 모든 서브시스템이 정상적으로 동작하는 것을 확인하였다. 또한 본 연구실에서 개발한 위성의 실제 우주환경에 노출되는 외부 부품이 모두 열진공 시험을 통해 검증받은 헤리티지(Heritage)가 있는 상용 제품을 사용한다는 것을 고려하면 수정된 프로파일로 수행된 열주기 시험에 대한 우려와 달리 실제 우주환경에서 위성 시스템이 정상적으로 작동할 것으로 생각된다.
- 마지막으로 X축의 시험에서도 Y축에서와 같이 LLS1의 시험 결과가 차이를 보이는데 이것은 축을 바꾸기 위하여 시험 장비의 배치를 변경하는 과정에서 발생된 것으로 생각된다. 그러나 LLS2와 LLS3의 결과 차이가 5% 이내로 도출되었고, 기능시험 결과 모든 서브시스템이 정상적으로 작동되는 것을 확인하였다.
- 대신 위성에 사용된 부품 중 TML이 발생할 수 있는 모든 접착제와 부품이 스펙 상 TML<1%의 요구조건을 만족하는 것을 확인하였고, 본 연구실에서 제작한 FM의 경우 조립과 모든 시험 과정이 청정실 내에서 이루어졌으며 위성이 ESD(Electrostatic Discharge) bag에 담겨 실링 후 운반된 점과 청정도가 유지된 곳에서 열진공 시험이 수행된 점을 고려하여 주관 기관의 탈기체 요구조건에 대한 승인을 얻게 되었다.
- 또한 BAT와 달리 내부에 히터가 없는 ADCS의 경우 Worst case의 열주기 시뮬레이션 수행결과 -10℃로 내려가는 경우가 없는 것을 확인하였고, 2016년 6월 19일에 발사된 2기의 QB50 Precursor[9]에 탑재되어 현재까지 정상적으로 운영되고 있기 때문에 LINK FM 모델에 과도한 스트레스를 가하는 것 보다 열주기 시험 최저 온도를 SaTReC 열구조 및 우주시험팀과 협의 후 프로젝트 주관기관 인 VKI의 승인을 얻어 설정하고 시험을 진행하는 것으로 결정하였다.
- 시험 결과 LINK FM은 수락수준의 모든 요구 조건을 만족하는 것을 확인하였으며, FM의 조립, 제작오류에 대한 검증을 완료하였다.
- FM에 대한 진동시험의 성공 여부는 고유진동수의 변화(Variation)가 5% 이내 이어야 한다는 요구조건을 만족하는지 확인해야 한다. 우선 FM을 P-POD에 설치하고 처음으로 측정된 Y축의 LLS1의 결과가 차이를 보이는 이유는 P-POD 내부의 FM과 1U 구조물이 적절한 위치를 잡는 과정으로 생각되며 이후 측정된 LLS2와 LLS3의 결과에서는 고유진동수의 변화가 5% 이내로 도출되었다. Z축에서 LLS2가 다른 고유진동수의 결과보다 큰 값으로 도출된 것은 LLS1, 정현파 진동시험 후 기능시험 과정 중 잘못된 명령을 입력해서 태양전지판이 전개되었고, LLS2 시험 전에 FM을 꺼낸 후 전개형 태양전지판을 낚시줄로 고정하여 다시 P-POD에 설치하는 과정이 있었기때문이다.
- 6도가 될 것으로 예상된다. 초기고도 조건으로부터 분석한 기대수명은 6개월 이상이며, 요구 임무 수명은 Commissioning 1개월, Payload operation 2개월로 최소 3개월이다.
- 확장부피 요구조건은 ISIS에서 실제로 수행된 Fit check에서 확인했지만, Table 3의 제원에서와 같이 수치적으로도 Fig. 1의 요구조건을 만족하는 것을 확인하였고, 파워 버짓 해석 결과 방전 깊이(DOD, Depth of discharge)가 EPS 스펙 문서 상권고 값(≤20%)을 충족하는 것도 확인하였다.
후속연구
- LINK는 2017년 1분기에 발사될 예정으로, 성공적으로 운용될 경우 한국 최초의 국제우주정거장에서 발사되는 큐브위성의 사례가 될 것이며, 위성과의 충분한 통신 시간을 보장하기 위해 프로젝트에 참여하는 다른 지상국과의 협력을 진행하고 있어 향후 국제협력 연구에 대한 좋은 사례가 될 것으로 기대된다.
- 결국 FM의 열주기 시험은 요구조건에서 수정된 온도 프로파일에 따라 수행되었으나 각 주기별로 수행된 기능시험 결과 모든 서브시스템이 정상적으로 동작하는 것을 확인하였다. 또한 본 연구실에서 개발한 위성의 실제 우주환경에 노출되는 외부 부품이 모두 열진공 시험을 통해 검증받은 헤리티지(Heritage)가 있는 상용 제품을 사용한다는 것을 고려하면 수정된 프로파일로 수행된 열주기 시험에 대한 우려와 달리 실제 우주환경에서 위성 시스템이 정상적으로 작동할 것으로 생각된다.
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