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문제 정의
- 또한 한누리 5호는 3U 큐브위성 표준 플랫폼에 기반하여 다른 임무의 3U 큐브위성 개발 시, 동일한 플랫폼에 임무 목적에 따라 탑재체와 인터페이스만 변경하여 설계변경이 가능하도록 하는 목적을 가지고 있다. 따라서 버스(플랫폼) 개발 기간을 단축시켜 위성 개발기간 및 비용을 단축 및 최소화하는 것을 목적으로 한다.
- 본 논문은 한누리 5호 3U 큐브위성 개발 및 검증 결과를 제시한 논문으로 3U 큐브위성 표준 플랫폼을 기반으로 위성시스템, 서브시스템 및구성품을 설계 및 개발하였다. 또한, 위성 성능검증을 위한 기능시험 및 환경인증시험을 통해 이를 인증하였다.
- 본 연구에서는 한누리 5호 개발을 통해 지구 관측과 방사선 측정의 과학적 임무와 한국항공대학교 우주시스템연구실에서 개발한 소형위성용 가변속 제어모멘트자이로(VSCMG)의 핵심기술을 검증하는 것이 주요 임무이다. 한누리 5호는 본 연구팀에서 개발한 3U 큐브위성의 표준 플랫폼을 기반으로 개발하였고 기능/성능시험 및 환경 시험을 통해 이를 검증하였다.
- 또한 플랫폼 개발에 대한 인증을 위해 시험인증 모델 및 비행모델을 제작하고 각 환경시험 수준에 맞는 조건으로 진동시험, 충격시험 및 열진공시험을 수행하였다. 이를 통해 제작된 위성이 실제 발사 간에 겪는 진동과 우주환경 내에서 원활히 동작하기 위한 요구조건에 만족하 는지 검증하였다.
- 충격시험은 제품을 수송하거나 정상 운용 중 반복성 없는 충격환경으로부터 얼마나 견딜 수있는지 사용자에게 신뢰할 수 있는 충격 가용환경의 한계를 얻고자 수행한다. 한누리 5호에 적용한 충격시험은 Pyro-shock 시험방법을 사용한다.
제안 방법
- ETB 시험을 위해서 본 연구실에서는 시험간의 데이터를 검증하기 위한 전기지상지원장비(EGSE ; Electrical Ground Support Equipment)를 제작하여 ETB 시험을 수행하였다. ETB 시험 당시 제작을 하지 않았던 구성품들은 해당 기능을 모사해줄 소프트웨어를 개발하여 시험을 진행하였다.
- ETB 시험을 위해서 본 연구실에서는 시험간의 데이터를 검증하기 위한 전기지상지원장비(EGSE ; Electrical Ground Support Equipment)를 제작하여 ETB 시험을 수행하였다. ETB 시험 당시 제작을 하지 않았던 구성품들은 해당 기능을 모사해줄 소프트웨어를 개발하여 시험을 진행하였다.
- 진동시험은 우선적으로 가속도시험 혹은 랜덤진동시험을 수행하기 전에 위성의 고유진동수 자료를 수집한다. 그 후 가속도시험 혹은 랜덤진동시험을 수행하고, 다시 모달해석을 수행하여 시험 후에 위성의 고유진동수가 변화하였는지 확인하게 된다.
- 따라서 탑재체의 공간에 대한 설계는 다양한 탑재체 소요 만족을 위해 극대화되도록 설계한다. 그리고 기계적 인터페이스의 변경을 최소화하여 여러 탑재체를 수용하도록 한다. 표준플랫폼의 전기시스템 설계는 다양한 탑재체를 수용하도록 탑재체의 전기적 능력을 극대화한다.
- 표준플랫폼은 최적화 및 경량의 모듈러 설계를 기반으로 하며, 기존의 형상설계에서 큰 변경 없이 플랫폼을 사용하였다. 다만, 필요 시 탑재체 요구조건에 따라 최소한의 변경이 가능하도록 설계하였다.
- 조립 후 명령 및 데이터 처리시스템과 EGSE-MPS를 통합하여 디버깅 상태를 시험하여 ETB 시험의 준비를 마친다. 다음으로 전력시스템, EGSE-PS를 통합하여 전기적 성능시험 및 데이터 송수신을 확인한다. 이러한 단계의 반복과 정을 탑재체와 자세제어시스템 등에도 수행하여 개별 임무시나리오에 대한 기능 수행을 확인하고, 시스템 통합상태에서 전체 운용단계의 작동 여부 및 성능검증을 수행한다.
- 표준플랫폼의 기계시스템 설계는 초소형 부품 및 서브시스템 기능/성능을 초소형 PCB에 집적하고 가능한 최소화하도록 한다. 따라서 탑재체의 공간에 대한 설계는 다양한 탑재체 소요 만족을 위해 극대화되도록 설계한다. 그리고 기계적 인터페이스의 변경을 최소화하여 여러 탑재체를 수용하도록 한다.
- 표준플랫폼의 서브시스템은 기능/성능을 초소형 PCB에 집적및 소형화하여, 전기적 능력을 극대화할 뿐 아니라 다양한 탑재체를 수용할 수 있다. 따라서 한누리 5호 개발에 사용된 3U 위성 표준 플랫폼은 전자광학탑재체, 기상 탑재체 등 질량 및 부피 요구조건만 만족하면 인터페이스가 가능하고 최소의 시간 내에 개발이 가능하도록 설계 및 제작하였다. 또한, 이미 개발한 플랫폼에 대해 인증시험을 수행하였으므로 새로 개발해야하는 위성에는 인증시험을 생략할 수 있어 이에 발생하는 비용 및 일정을 줄일 수 있다.
- 큐브위성과 EGSE 그리고 지상국을 연결하여 위성 운용이 절차에 맞게 이루어지는지 기능을 확인하고 정상적으로 버스시스템간의 통신과 지상국의 통신장비로 실제 무선 명령을 송신하여 원격운용을 점검한다. 또한 EGSE 데이터와 지상국에서 수신한 데이터를 비교 검증한다.
- 이를 통하여 위성의 하드웨어 및 소프트웨어를 동시에 검증하게 된다. 또한 위성과 지상국 간의 통신이 제대로 되었는지까지 단대단 시험(End-to-End Test)을 통하여 검증한다.
- 이를 바탕으로 시험 인증모델 및 비행모델을 제작하였고, 기능시험 수행을 통해 위성 자체의 기능시험 뿐 아니라 지상국과의 통신을 하여 실제 운용에서 이루어지는 명령 송수신 절차 전체를 확인하였다. 또한 플랫폼 개발에 대한 인증을 위해 시험인증 모델 및 비행모델을 제작하고 각 환경시험 수준에 맞는 조건으로 진동시험, 충격시험 및 열진공시험을 수행하였다. 이를 통해 제작된 위성이 실제 발사 간에 겪는 진동과 우주환경 내에서 원활히 동작하기 위한 요구조건에 만족하 는지 검증하였다.
- 본 논문은 한누리 5호 3U 큐브위성 개발 및 검증 결과를 제시한 논문으로 3U 큐브위성 표준 플랫폼을 기반으로 위성시스템, 서브시스템 및구성품을 설계 및 개발하였다. 또한, 위성 성능검증을 위한 기능시험 및 환경인증시험을 통해 이를 인증하였다.
- 본 연구에서 개발한 한누리 5호 KAUSAT-5는 표준 플랫폼에 기반하여 결함 발생률이 적은 Fig. 1(b)의 태양전지판의 형상을 고려하여 설계하였으며, 복수의 임무를 가진 위성으로 표준 플랫폼에서 탑재체의 위치를 임무에 맞게 상단과 하단에 분포하여 위치하도록 하였다.
- 한누리 5호의 시스템 질량 버짓은 초기제작사의 요구조건과 유사한 큐브위성의 부품들로부터의 예측 및 각 서브시스템의 필요 부품의 무게를 추정하여 상향(Bottom-up) 방식으로 산출되었다. 산출된 예상 질량에 5%의 마진을 더해 각 서브 시스템의 질량을 할당하였고, 시스템 마진은 3U 큐브위성의 질량 한계치로 설정해 놓았던 4kg의 12%로 두었다. 상세설계 이후 태양전지셀과 적외선 카메라의 질량 및 자세제어계의 하니스(Harness) 그리고 커넥터 변경 등으로 한누리 5호 비행모델의 총 무게는 3.
- 설계 초기에는 플랫폼과 탑재체를 상·하단으로 나누어 VSCMG를 적외선 카메라의 상단에 장착하는 형상을 고려하였다.
- 시험인증모델의 열진공시험은 총 3주기를 수행하였으며, 기능시험이 문제없이 진행되었으며 결과는 Fig. 17과 같다. 단, EPS 보드의 조절기(Regulator)가 발열이 심하여 임무 수행에 위험요소가 될 듯하여 FM 모델에서는 발열이 적은 부품으로 교체하였다.
- 열진공시험의 시험인증시험은 온도범위 –15℃~45℃에서 3주기를 수행하며, 비행모델은 –10℃~35℃에서 2주기를 진행하였다.
- 따라서 모든 서브시스템 및 탑재체가 동시에 작동한다면, 요구 전력을 만족 시키기 어려운 상황이 발생할 수 있어 해당 탑재체나 서브시스템의 동작들이 위성 운용모드에 맞게 제어되게 된다. 운용모드 별로 전력 생산과 소비상황을 알아보기 위하여 에너지평형해석을 수행하였다.
- 다음으로 전력시스템, EGSE-PS를 통합하여 전기적 성능시험 및 데이터 송수신을 확인한다. 이러한 단계의 반복과 정을 탑재체와 자세제어시스템 등에도 수행하여 개별 임무시나리오에 대한 기능 수행을 확인하고, 시스템 통합상태에서 전체 운용단계의 작동 여부 및 성능검증을 수행한다. 마지막으로 전체 시스템 통합의 고장관리(Fault Management)를 수행하여 운용 중 발생하는 고장을 탐지하면 시스템이 안전모드로 돌입하여 이에 대한 극복 여부에 대해 확인하는 과정을 거친다.
- 한누리 5호의 전자적 기능 및 인터페이스 검증을 위해 시험모델과 EGSE에 대해 ETB시험을 수행하여 검증하였다. 이를 바탕으로 시험 인증모델 및 비행모델을 제작하였고, 기능시험 수행을 통해 위성 자체의 기능시험 뿐 아니라 지상국과의 통신을 하여 실제 운용에서 이루어지는 명령 송수신 절차 전체를 확인하였다. 또한 플랫폼 개발에 대한 인증을 위해 시험인증 모델 및 비행모델을 제작하고 각 환경시험 수준에 맞는 조건으로 진동시험, 충격시험 및 열진공시험을 수행하였다.
- 4의 (a)와 같이 탑재체 영역을 분리하여 설계하였다. 이와 같이, 한누리 5호의 표준 플랫폼은 임무 및 요구조건에 따라 필요한 경우 기본 플랫폼에 탑재체와 인터페이스만 변경 가능하도록 설계하여 후속 위성의 개발 시 플랫폼 개발을 위한 시간, 비용 및 일정 단축이 가능하도록 하였다.
- 조건은 한누리 5호 운용궤도조건에 따라 설정하였으며 위성과 지상국간에 통신이 가능한 최소 각도를 10°로 설정하였다.
- 한누리 5호 위성에 대해 수행된 진동시험은 가속도시험, 모달해석, 랜덤진동시험 및 충격시험이 있다. 진동시험은 위성을 P-POD에 삽입한 상태로 X축, Y축, Z축 등 각 축별로 EQM의 인증 시험과 FM의 인수시험을 수행하였다. 진동시험은 우선적으로 가속도시험 혹은 랜덤진동시험을 수행하기 전에 위성의 고유진동수 자료를 수집한다.
- Figure 12는 기능시험을 수행하기 위한 레이아웃을 나타낸 것이다. 큐브위성과 EGSE 그리고 지상국을 연결하여 위성 운용이 절차에 맞게 이루어지는지 기능을 확인하고 정상적으로 버스시스템간의 통신과 지상국의 통신장비로 실제 무선 명령을 송신하여 원격운용을 점검한다. 또한 EGSE 데이터와 지상국에서 수신한 데이터를 비교 검증한다.
- 본 연구에서는 한누리 5호 개발을 통해 지구 관측과 방사선 측정의 과학적 임무와 한국항공대학교 우주시스템연구실에서 개발한 소형위성용 가변속 제어모멘트자이로(VSCMG)의 핵심기술을 검증하는 것이 주요 임무이다. 한누리 5호는 본 연구팀에서 개발한 3U 큐브위성의 표준 플랫폼을 기반으로 개발하였고 기능/성능시험 및 환경 시험을 통해 이를 검증하였다.
- 따라서 대부분 비행모델 이전에 인증 수준의 환경시험을 위한 모델을 제작하여 높은 수준의 환경조건으로 위성의 설계 마진을 인증(Qualification)하고, 실제 비행모델은 그보다 낮은 시험수준 또는 짧은 시험시간으로 환경시험을 수행하여 위성 제작의 작업도(Workmanship)를 확인한다. 한누리 5호는 이러한 우주환경에 대한 검증을 위하여 시험인증모델(EQM; Engineering Qualification Model)을 제작하여 인증수준의 환경시험을 수행하여 위성의 설계마진을 검증하고, 비행모델(Flight Model)에 대해서는 인수수준의 환경시험을 수행하여 검증하였다.
- 한누리 5호의 시험인증모델은 가속도시험(Acceleration Test), 모달해석(Modal Survey), 랜덤진동시험(Random Vibration Test), 충격시험 (Shock Test)을 수행하여 인증을 하였다. 한누리 5호 비행모델의 경우 가속도시험을 수행하지 않고 충격시험은 시뮬레이션을 통한 분석으로 대체하였다.
- 한누리 5호의 열진공시험은 시험인증모델과 비행모델 모두 수행하였고 1.0x10-6torr의 진공 조건에서 진행하였다. 열진공시험의 시험인증시험은 온도범위 –15℃~45℃에서 3주기를 수행하며, 비행모델은 –10℃~35℃에서 2주기를 진행하였다.
- 한누리 5호의 운용모드에 따라 에너지평형해석에 사용된 궤도조건은 운용궤도에서의 수명분석 결과를 이용하여 분석하였다. 또한 평균 지상국 연결시간은 10분으로 하여 에너지평형해석을 수행한 결과, 한누리 5호의 평균 생산전력인 6.
- 한누리 5호의 인수수준의 충격시험은 직접 수행하는 대신 해석으로 대체하였다. 비행모델에 대한 충격시험의 해석결과는 Fig.
- 위성의 임무개념이 결정되면 탑재체와 각 서브시스템의 추정 및 할당된 소요전력량을 근거로 태양전지판과 위성 배터리 등의 설계가 이루어진다. 한누리 5호의 전력 버짓은 질량 버짓 산출과 동일하게 유사한 큐브위성 자료와 각 서브시스템에서의 구성품들의 전력 수요를 합산하여 산출하였다.
- 한누리 5호의 전자적 기능 및 인터페이스 검증을 위해 시험모델과 EGSE에 대해 ETB시험을 수행하여 검증하였다. 이를 바탕으로 시험 인증모델 및 비행모델을 제작하였고, 기능시험 수행을 통해 위성 자체의 기능시험 뿐 아니라 지상국과의 통신을 하여 실제 운용에서 이루어지는 명령 송수신 절차 전체를 확인하였다.
- 한누리 5호의 충격시험은 시험인증모델에 대한 인증시험만 수행하였으며, 인수시험은 같은 조건에서 손상여부 확인을 위한 변형 정도를 분석하였다. 충격시험의 조건은 20Hz에서 30g, 1,000~10,000Hz에서 1,000g로 수행하였다.
대상 데이터
- 전술한 바와 같이 한누리 5호 위성은 3U 크기(100×100×340mm3)의 큐브위성으로 Fig. 2와 같이 0.8U의 적외선카메라, 0.7U의 VSCMG 탑재체와 1.5U의 버스플랫폼으로 구성되어있다.
이론/모형
- 시스템 링크 버짓은 AMSAT(The Radio Amateur Satellite Corporation)에서 제공하는 해석도구를 이용하여 산출하였다[5]. 조건은 한누리 5호 운용궤도조건에 따라 설정하였으며 위성과 지상국간에 통신이 가능한 최소 각도를 10°로 설정하였다.
- 충격시험은 제품을 수송하거나 정상 운용 중 반복성 없는 충격환경으로부터 얼마나 견딜 수있는지 사용자에게 신뢰할 수 있는 충격 가용환경의 한계를 얻고자 수행한다. 한누리 5호에 적용한 충격시험은 Pyro-shock 시험방법을 사용한다. 충격시험의 과정은 역시 진동시험과 동일하게 시험에 사용되는 모델을 P-POD에 삽입한 상태로 수행하게 되며 X축, Y축, Z축별로 시험을 진행하게되며, 각 축별로 충격을 가한 뒤 육안시험을 통하여 위성에 파손된 부분이 있는지 확인하고 추가적으로 기능시험을 통해 위성이 정상적인 작동을 하는지 확인하게 되는 과정을 거친다.
성능/효과
- 15에서 보여준다. SRS(Shock Response Spectrum) 결과 값 분석 후 Falcon-9 발사체 회사에서 제공하는 Reference Frame Upper 및 Lower 범위 이내에 부합하는 것을 확인하였고, 이를 통하여 충격시험 전후 한누리 5호 위성의 구조물에 손상이 없는 것을 확인하였다.
- 9x10-7m로 감쇠효과를 적용하지 않더라도 구조물에 손상을 주지 않을 것으로 판단된다. 또한 최대 응력이 내부 PCB 지지대에 12.8MPa 가해지는 것을 확인하였지만 해당 부재의 최대 항복응력은약 500MPa로 2% 이내에 해당되는 응력으로 확인되어 비행모델의 충격 시뮬레이션 결과 손상이 없는 것을 확인하였다.
- 한누리 5호의 운용모드에 따라 에너지평형해석에 사용된 궤도조건은 운용궤도에서의 수명분석 결과를 이용하여 분석하였다. 또한 평균 지상국 연결시간은 10분으로 하여 에너지평형해석을 수행한 결과, 한누리 5호의 평균 생산전력인 6.4W 이하로 소비되는 것을 알 수 있었고, 운용 모드 별로 전력소요가 안정적인 것을 확인하였다.
- 한누리 5호 구성품 중 온도에 민감한 구성품은 배터리, 적외선 카메라, S-band 송신모듈, 전력계 보드, 명령 및 데이터 처리계의 마이크로컨트롤러이며, 구성품 모두 허용온도 범위 내에서 온도변화가 이루어지는 것을 확인하였다. 또한, 기능시험을 통해 안테나와 태양전지판 전개가 이루어지는지 육안으로 확인하였고, 위성의 각 기능들이 정상 작동하는 것을 확인하였다.
- 비행모델의 열진공시험은 총 2사이클을 진행하여 전개를 포함한 위성의 기능들이 작동하는 것을 확인하였다. 그리고 온도나 발열에 의해 주의가 요망되는 소자에 열전대를 붙여 열진공시험 과정에서의 온도 변화 추이를 관찰하여 데이터를 추출하게 되는데 Fig.
- 산출된 예상 질량에 5%의 마진을 더해 각 서브 시스템의 질량을 할당하였고, 시스템 마진은 3U 큐브위성의 질량 한계치로 설정해 놓았던 4kg의 12%로 두었다. 상세설계 이후 태양전지셀과 적외선 카메라의 질량 및 자세제어계의 하니스(Harness) 그리고 커넥터 변경 등으로 한누리 5호 비행모델의 총 무게는 3.126kg로 상세설계 당시 예측되었던 무게보다 감소하였다.
- 14와 같으며, X, Y, Z축의 고유진동수는 모두 발사체 요구조건인 90Hz 이상을 만족함을 알 수 있었다. 이를 통하여 구조적으로 안정하다고 판단하였고 기능시험을 통하여 위성의 기능이 문제없이 동작하는 것을 확인하였다.
- 13과 같으며 진동시험 후에 구조적 결함과 전자부품들의 기능장애 현상도 발생하지 않았다. 이를 통하여 한누리 5호는 구조적으로 안정하다고 판단하였고 기능시험을 통하여 위성의 기능이 문제없이 동작하는 것을 확인하였다.
- 한누리 5호의 임무는 과학적 및 기술적 임무를 가지고 있으며, 적외선 영상촬영과 지구저궤도에서의 방사능 측정을 목적으로 하는 과학적 임무와 자체개발한 초소형 가변속제어모멘트자이로(VSCMG; Variable Speed Control Moment Gyros)와 퍼지로직 기반의 MPPT(Maximum Power Point Tracking) 등 기술검증 임무를 가진다. 이를 통해 지구 표면상의 고온현상을 탐지하고, 저궤도에서 태양활동과의 연관관계를 알아볼 수 있으며 자체개발한 기술 성능을 검증할 수 있다.
- 한누리 5호 구성품 중 온도에 민감한 구성품은 배터리, 적외선 카메라, S-band 송신모듈, 전력계 보드, 명령 및 데이터 처리계의 마이크로컨트롤러이며, 구성품 모두 허용온도 범위 내에서 온도변화가 이루어지는 것을 확인하였다. 또한, 기능시험을 통해 안테나와 태양전지판 전개가 이루어지는지 육안으로 확인하였고, 위성의 각 기능들이 정상 작동하는 것을 확인하였다.
- 한누리 5호 인수시험에 대한 진동시험결과는 Fig. 14와 같으며, X, Y, Z축의 고유진동수는 모두 발사체 요구조건인 90Hz 이상을 만족함을 알 수 있었다. 이를 통하여 구조적으로 안정하다고 판단하였고 기능시험을 통하여 위성의 기능이 문제없이 동작하는 것을 확인하였다.
후속연구
- 한누리 5호에 적용한 충격시험은 Pyro-shock 시험방법을 사용한다. 충격시험의 과정은 역시 진동시험과 동일하게 시험에 사용되는 모델을 P-POD에 삽입한 상태로 수행하게 되며 X축, Y축, Z축별로 시험을 진행하게되며, 각 축별로 충격을 가한 뒤 육안시험을 통하여 위성에 파손된 부분이 있는지 확인하고 추가적으로 기능시험을 통해 위성이 정상적인 작동을 하는지 확인하게 되는 과정을 거친다.
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