[논문]차세대 중형위성용 2축 짐벌식 X-밴드 안테나의 열설계 및 궤도 열해석

채봉건; 유창목; 장수영; 강은수; 오현웅

doi:10.5139/jksas.2018.46.4.306

차세대 중형위성용 2축 짐벌식 X-밴드 안테나의 열설계 및 궤도 열해석
Thermal Design and Analysis for Two-Axis Gimbal-Type X-Band Antenna of Compact Advanced Satellite 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.46 no.4, 2018년, pp.306 - 314

채봉건 (Department of Aerospace Engineering, Chosun University) , 유창목 (Kukdong Telecommunication) , 장수영 (Korea Aerospace Research Institute) , 강은수 (Korea Aerospace Research Institute) , 오현웅 (Department of Aerospace Engineering, Chosun University)

초록
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차세대 중형위성에 탑재되는 2축 짐벌형 X-밴드 안테나는 대용량 영상정보 송신 안테나로, 위성의 자세와 궤도 운동과 무관하게 자세 및 안테나 지향각에 따라 방위각 축과 고각축이 동시에 회전 구동하여 지상안테나를 지향하게 된다. 상기 안테나는 위성체 외부에 극심한 온도차를 보이는 궤도 열환경에 노출되며, 안테나 및 주요 구성품이 허용온도 범위 내를 유지할 수 있도록 열설계를 해야 한다. 본 논문에서는 2축 짐벌형 X-밴드 안테나의 열설계 유효성을 해석적으로 요구조건을 만족함을 확인하였으며, 시스템 열진공 시험 조건해석 및 궤도 운용조건에서의 열해석을 수행하여 히터 용량 및 듀티 사이클을 도출하였다. 아울러, 상기 안테나의 핵심 주요 구성품에 대한 허용온도 요구조건 충족 여부를 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

A two-axis gimbal-type X-band antenna for CAS(Compact Advanced Satellite) transmits large amount of image data to ground station regardless of satellite attitude and orbital motion. This antenna mounted on the external surface of the satellite is directly exposed to the extreme space with thermal environment during the orbital operation. Therefore, a proper thermal design is needed to maintain the antenna itself as well as other main components within allowable temperature range. In this study, the thermal design effectiveness of two-axis gimbal X-band antenna was verified through the thermal analysis. In addition, required power and duty cycle of heater were estimated through the thermal analysis under conditions of system level thermal vacuum test and on-orbit thermal environment. The thermal analysis results indicated that all the main components of X-band antenna satisfy the allowable temperature requirement.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

2축 짐벌형 X-밴드 안테나 열설계는 안테나의 궤도운용 조건과 시스템 레벨 열진공시험에서에서 각 구성품을 허용온도범위 이내로 유지할 수 있도록 설계하는 것을 목표로 한다. 따라서 상기 안테나의 열설계 요구조건으로 각 구성품의 허용 온도범위를 Table 1에 나타내었다.
본 논문에서는 궤도상에서의 2축 짐벌형 X-밴드 안테나의 전기적, 기계적 작동 안전성 보장을 위해 수동형 기법에 기반한 열설계를 제안하였으며, 해석적으로 설계의 유효성을 입증하였다. 열해석에 있어서는 테스트 히터 등을 활용한 안테나로의 추가적인 열공급이 어려운 제한조건이 예상되는 위성체 수준에서의 시스템 열진공 시험 조건을 고려한 해석을 통해 적정 히터용량 산출및 열설계의 유효성을 입증하였다.

가설 설정

시스템 열진공 시험해석으로부터 도출된 히터 용량을 바탕으로 궤도 열해석을 실시하여 궤도운용 환경 조건에서의 히터 듀티 사이클을 산출하고 안테나 주요 구성품의 허용온도 요구조건 만족 여부를 검증하였다. 해석 시 궤도조건은 Table 7과 같이 가정하였으며[8], 안테나의 정상 운용 상태와 비상상태에서의 궤도 프로파일을 Fig. 5에 각각 나타내며[8], Table 7에 정의된 Worst Hot과 Cold조건 및 Safe Hold 에서의 경계 온도조건을 바탕으로 해석을 진행하였다. Fig.

제안 방법

SINDA/FLUINT는 노드에 대한 열에너지 열평형 식으로부터 열분포와 온도변화를 예측하게 된다[7]. X-밴드 안테나 열설계의 타당성 검증을 위해 시스템 수준의 열진공 시험 열해석 및 궤도 열해석을 목적으로 Thermal Desktop을 이용하여 Fig. 1과 같은 열수학적 모델을 구축하였다. 구축된 열모델의 총 노드개수는 1630개이며, 모터 발열 및 히터의 발열을 모사하기 위한 Heat Load는 4개, 이외 주요 안테나 구성품은 솔리드 및 쉘로 구축하였다.
및 Az.단에 적용된 모터 기어의 경우 저온에서의 허용온도범위 유지를 위해 히터(1EF SB444002, Zoppas Industries RICA)를 적용하였으며, 시스템 편의성을 위해 서모스탯(4702BH 015005, COMEPA)을 이용하여 각축 모터기어의 일정온도를 유지하도록 온도제어를 실시한다.
88 이상의 고흡수율 및 고방사율을 갖는 흑색페인트를 적용하였다. 또한, 혼 안테나 내부 및 기저면의 위성체 체결 부에는 통전을 위해 전기 전도성을 갖는 Chromate 코팅을 적용 하였다. El.
El. 모터기어부에의 히터를 적용하였으며, 이에 대한 히터 적정 용량 산출을 위해 Safe Hold 경계조건에서 해석을 수행하였다. 해석결과 히터 On/Off 설정치에서 3.
와 El. 모터기어에 적용된 히터의 적정 용량을 산출하였으며, 이를 위해 히터 설계에 있어 가장 최악의 조건인 Table 4의 Safe Hold 경계온도조건하에서의 해석을 수행하였다[8].
상기 X-밴드 안테나의 혼 안테나 및 안테나 브래킷은 과도한 온도상승 방지를 위해 낮은 흡수율 및 고방사율의 백색페인트를 적용하였으며, 요크는 아노다이징 코팅을 적용하였다. 구성품 중, 상기의 구조체에 비해 상대적으로 좁은 허용온도 범위를 갖는 기어 박스, 모터 기어, 피니언케이스 및 기저면에는 외부 열환경과의 열복사적 단열을 위해 다층박막단열재를 적용하였다.
우주 궤도환경에서의 열전달은 전도와 복사만 존재하므로 이를 반영한 해석이 수행되어야 한다. 상기 열설계 및 열해석은 상용 소프트웨어인 Thermal Desktop과 RadCAD[6]로 2축 짐벌형 X-밴드 안테나의 열설계 검증을 위한 열모델 (TMM, Thermal Mathematical Model)을 구축하였으며, SINDA/FLUINT를 통해 온도분포 해석을 수행하였다. SINDA/FLUINT는 노드에 대한 열에너지 열평형 식으로부터 열분포와 온도변화를 예측하게 된다[7].
시스템 열진공 시험해석으로부터 도출된 히터 용량을 바탕으로 궤도 열해석을 실시하여 궤도운용 환경 조건에서의 히터 듀티 사이클을 산출하고 안테나 주요 구성품의 허용온도 요구조건 만족 여부를 검증하였다. 해석 시 궤도조건은 Table 7과 같이 가정하였으며[8], 안테나의 정상 운용 상태와 비상상태에서의 궤도 프로파일을 Fig.
8W의 히터 용량으로 열제어가 가능함을 확인하였다. 아울러, 상기 해석결과에서 도출된 히터 용량에 기인하여 궤도 열해석을 수행하였으며, 궤도 프로파일에 따른 Worst Hot, Worst Cold, Safe Hold 경계조건에서 히터 듀티 사이클을 도출하였다. 해석 결과 히터 듀티 사이클의 설계 요구조건인 85% 이내를 만족함을 확인하였다.
TMM 구축 시 적용된 열적 물성치 및 재료 물성치를 Table 2에 나타내었으며, Table 3은 안테나 구성품 조립 시 발생하는 열저항에 따른 열전도율을 나타낸다. 열해석을 위해 Fig. 2에 도시된 안테나가 장착되는 위성체의 경계 온도 조건을 바탕으로 해석을 진행하였으며, Table 4에 Worst Hot 과 Cold조건 및 Safe Hold 에서의 경계 온도조건을 나타낸다. 아울러, 안테나의 모터 발열량과 히터의 On/Off 설정치 및 발열량을 Table 5에 정리하였다.
열해석에 있어서는 테스트 히터 등을 활용한 안테나로의 추가적인 열공급이 어려운 제한조건이 예상되는 위성체 수준에서의 시스템 열진공 시험 조건을 고려한 해석을 통해 적정 히터용량 산출및 열설계의 유효성을 입증하였다. 이를 기반으로 궤도 운용조건에서의 열해석을 실시하여, 방위각 및 고각 구동용 모터에 배치는 히터 용량의 적정성 및 듀티 사이클을 도출하였으며, 안테나 핵심 주요 구성품에 대한 허용온도 요구조건 충족 여부를 확인하였다.
차세대 중형위성에 탑재되는 2축 짐벌형 X-밴드 안테나의 열설계 유효성을 입증하기 위해 시스템 열진공시험 및 궤도열해석을 수행하였다. 시스템 열진공 시험의 경우, 간접 히팅 등의 테스트히터를 활용한 안테나로의 추가적인 열공급에 제한이 예상되어 Az.
그리고 기저면 아래 Az. 축 기어, 모터 및 슬립링의 경우, 궤도상 에서 위성체와의 원활한 열교환을 통한 열적 안정화를 목적으로 0.88 이상의 고흡수율 및 고방사율을 갖는 흑색페인트를 적용하였다. 또한, 혼 안테나 내부 및 기저면의 위성체 체결 부에는 통전을 위해 전기 전도성을 갖는 Chromate 코팅을 적용 하였다.

대상 데이터

상기 X-밴드 안테나의 혼 안테나 및 안테나 브래킷은 과도한 온도상승 방지를 위해 낮은 흡수율 및 고방사율의 백색페인트를 적용하였으며, 요크는 아노다이징 코팅을 적용하였다. 구성품 중, 상기의 구조체에 비해 상대적으로 좁은 허용온도 범위를 갖는 기어 박스, 모터 기어, 피니언케이스 및 기저면에는 외부 열환경과의 열복사적 단열을 위해 다층박막단열재를 적용하였다. 그리고 기저면 아래 Az.
1과 같은 열수학적 모델을 구축하였다. 구축된 열모델의 총 노드개수는 1630개이며, 모터 발열 및 히터의 발열을 모사하기 위한 Heat Load는 4개, 이외 주요 안테나 구성품은 솔리드 및 쉘로 구축하였다. TMM 구축 시 적용된 열적 물성치 및 재료 물성치를 Table 2에 나타내었으며, Table 3은 안테나 구성품 조립 시 발생하는 열저항에 따른 열전도율을 나타낸다.
이때, 안테나 각 축 부에 적용된 스테핑 모터 내부에는 회전구동을 부여하기 위한 모터 기어가 내장되어 있다. 상기 안테나의 각 축 단의 모터 및 기어는 열전도율이 낮은 티타늄 합금 재질이며, 볼베어링은 스틸 재질로 제작되었다. 이외의 안테나 주요구성품은 열전도율이 높은 알루미늄 합금 재질로 제작되었다.

성능/효과

해석 결과 히터 듀티 사이클의 설계 요구조건인 85% 이내를 만족함을 확인하였다. 또한, 시스템 열진공 시험 환경 및 궤도환경에서 X-밴드 안테나 주요 구성품 모두 허용온도범위를 충족함을 확인함으로서 상기 안테나에 대한 설계 유효성을 입증하였다.
, El. 모터용 히터 2.5W 적용 시에는 Heater Duty가 100%로 요구조건을 미충족함을 확인하였다. 또한, 각 안테나 주요 구성품에 대한 허용온도 범위 충족여부 확인한 결과, 슬립링의 경우 ?60℃의 요구조건에서도 약 14℃의 마진이 확보되며, 이외 안테나 주요 구성 품들 모두 허용온도조건 이내의 충분한 마진을 확보하였다.
, El. 부 주요 하드웨어 해석결과로, 히터 On/Off 설정치인 5℃~15℃에서 Heater Duty 80% 미만의 요구조건을 만족하는 3.8W의 용량으로도 각 모터부가 충분히 히터 제어가 수행되고 있음을 알 수 있다. 본 논문에 서의 해석결과에는 나타내고 있지 않으나 기존 사업에서 적용한 Az.
Table 9는 각 해석조건에서 도출된 안테나 주요 구성품의 허용온도범위 마진값을 나타낸다. 안테나 구조부는 재료 물성치의 온도범위에 따라 높은 마진이 확보되며, 자체개발품인 슬립링의 허용 온도범위는 이외 주요부품보다 허용온도범위가 비교적 낮으며, 마진도출 결과 Worst Hot조건에서 +55.57℃마진을 확보하였으며, Worst Cold조건 및 Safe Hold조건에서 각각 +41.65℃, +21.66℃의 마진이 확보됨으로서 안테나 주요 구성품 모두 허용 온도 요구조건을 만족함을 확인하였다.
본 논문에서는 궤도상에서의 2축 짐벌형 X-밴드 안테나의 전기적, 기계적 작동 안전성 보장을 위해 수동형 기법에 기반한 열설계를 제안하였으며, 해석적으로 설계의 유효성을 입증하였다. 열해석에 있어서는 테스트 히터 등을 활용한 안테나로의 추가적인 열공급이 어려운 제한조건이 예상되는 위성체 수준에서의 시스템 열진공 시험 조건을 고려한 해석을 통해 적정 히터용량 산출및 열설계의 유효성을 입증하였다. 이를 기반으로 궤도 운용조건에서의 열해석을 실시하여, 방위각 및 고각 구동용 모터에 배치는 히터 용량의 적정성 및 듀티 사이클을 도출하였으며, 안테나 핵심 주요 구성품에 대한 허용온도 요구조건 충족 여부를 확인하였다.
아울러, 상기 해석결과에서 도출된 히터 용량에 기인하여 궤도 열해석을 수행하였으며, 궤도 프로파일에 따른 Worst Hot, Worst Cold, Safe Hold 경계조건에서 히터 듀티 사이클을 도출하였다. 해석 결과 히터 듀티 사이클의 설계 요구조건인 85% 이내를 만족함을 확인하였다. 또한, 시스템 열진공 시험 환경 및 궤도환경에서 X-밴드 안테나 주요 구성품 모두 허용온도범위를 충족함을 확인함으로서 상기 안테나에 대한 설계 유효성을 입증하였다.
모터기어부에의 히터를 적용하였으며, 이에 대한 히터 적정 용량 산출을 위해 Safe Hold 경계조건에서 해석을 수행하였다. 해석결과 히터 On/Off 설정치에서 3.8W의 히터 용량으로 열제어가 가능함을 확인하였다. 아울러, 상기 해석결과에서 도출된 히터 용량에 기인하여 궤도 열해석을 수행하였으며, 궤도 프로파일에 따른 Worst Hot, Worst Cold, Safe Hold 경계조건에서 히터 듀티 사이클을 도출하였다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	상기 X-밴드 안테나는 구조적 관점에서 어떠한 열설계가 실시되어야 하는가	상기 X-밴드 안테나는 위성체 외부에 배치되어 극한의 궤도 열환경 조건에 노출되며, 일반 수동형 파라볼라 안테나와는 달리 방위각 및고각구동을 위한 메커니즘이 존재하기에 안테나의 전기적 성능 외에도 구동부 주요 구성품의 허용 온도 범위를 만족하는 열설계가 중요하다. 또한, 구조적 관점에서는 안테나의 구조체 열변형으로 인한 지향변화 최소화 및 설계 토오크를 상회하는 과도한 토오크가 발생하지 않도록 하는 열설계가 실시되어야 한다.
	상기 X-밴드 안테나의 구성요소는 어떠한 것들이 있는가	) 축이 액츄에이터에 의해 회전 구동하게 된다 [1-3]. 상기 X-밴드 안테나는 안테나 혼과 이를 지지하는 구조체, 방위각과 고각구동을 위한 액츄 에이터인 스텝모터, 구동부의 원활한 회전기능 부여를 위한 볼베어링 부, 회전구동 시에도 안정된 전기적 신호공급을 위한 슬립링, 안테나 기준위치 및 회전각 정보 획득을 위한 리미트 스위치로 구성된다. 상기 X-밴드 안테나는 위성체 외부에 배치되어 극한의 궤도 열환경 조건에 노출되며, 일반 수동형 파라볼라 안테나와는 달리 방위각 및고각구동을 위한 메커니즘이 존재하기에 안테나의 전기적 성능 외에도 구동부 주요 구성품의 허용 온도 범위를 만족하는 열설계가 중요하다.
	2축 짐벌형 X-밴드 안테나란 무엇인가	2축 짐벌형 X-밴드 안테나는 차세대 중형위성에 탑재되는 대용량 영상정보 송신 안테나로서, 궤도상에서 독립적으로 가동 가능하며, 효율적으로 지상국을 지향하기 위한 기능을 갖는 것으로, 안테나의 방위(Azimuth; AZ.)각과 고각(Elevation; El.) 축이 액츄에이터에 의해 회전 구동하게 된다 [1-3]. 상기 X-밴드 안테나는 안테나 혼과 이를 지지하는 구조체, 방위각과 고각구동을 위한 액츄 에이터인 스텝모터, 구동부의 원활한 회전기능 부여를 위한 볼베어링 부, 회전구동 시에도 안정된 전기적 신호공급을 위한 슬립링, 안테나 기준위치 및 회전각 정보 획득을 위한 리미트 스위치로 구성된다.

참고문헌 (10)

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Kim, D. K., Oh, S. H., Kim, H. B., Lee, W. B. and Yong, K. L., "Micro-vibration Test of X-band Antenna with Two-axis Gimbal System," The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences Fall Conference, 2010, pp. 927-930
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Kim, M. J., Huh, H. I., Kim, S. H., Chang, S. Y., Lee, D. G., Lee, S. H. and Choi, H. J., "Thermal Model Correlation and Heater Design Verification for LEO Satellite Optical Payload's Thermal Analysis Model Verification," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 39 No. 11, 2011, pp. 1069-1076

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Shin, S. M. and Oh, H. U., "Thermal Design and Analysis for Space Imaging Sensor on LEO," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 39, No. 4, 2011, pp. 474-480

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