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문제 정의
- 본 논문에서는 상기 캔 위성의 체계/부체계 설계 및 주요 임무 탑재체의 기능검증 시험을 통한 설계 타당성 검증, 모델로켓 비행시험, 임무실패원인 분석 및 낙하환경 재시험에 대해 서술하였다.
- 본 캔 위성의 주요임무는 태양에너지 무선전송 시스템(Wireless Solar Energy Transmission System, WSETS) 및 피에조(Piezo Energy Harvesting System, PEHS)및 풍력 에너지 하베스팅 시스템(Wind Energy Harvesting System)에서 생성된 전력을 활용하여 LED 점멸 및 MEMS 기반의 가속도, 지자기, 온도센서를 구동하는 것을 임무목표로 한다. 캔 위성 태양전지판에서 생성된 태양광 전력을 무선 전송하는 임무를 구현하기 위해 캔 위성 내부에 자기 코일 모듈을 배치하여 코일에서 형성되는 자계결합현상을 통해 무선으로 전력을 전송토록 개발하였으며, 태양 전지판의 에너지 생성효율 극대화시키기 위해 측면부에 프레넬 렌즈를 배치하였다.
제안 방법
- P.P.T CanSat의 통신계는 위성 상태 및 임무 수행 데이터를 송신하고, 지상국으로부터 명령을 수신하기 위해 1km 이내에서 통신이 가능한 ZigBee 통신방식을 적용하였다. 전파관리법상 허가 없이 사용가능한 2.
- T CanSat의 설계 및 검증에 대해 서술하였으며, 주요 탑재체로 우주태양광 발전시스템을 모사한 태양에너지 무선전송 시스템, 진동에너지를 활용한 피에조에너지 하베스팅 시스템 및 풍력에너지를 활요한 풍력에너지 하베스팅 시스템으로 구성된다. 각 탑재체에서 생성된 전력에너지를 통해 LED를 점멸하고, 2차 배터리를 축전하여 자가발전으로 생성된 전력으로 MEMS기반 센서 모듈을 구동하도록 개발하였다. 최종발사 시 배터리 역류방지회로인 PCM회로의 고장으로 인해 EPS 보드에 과전류가 인가되어 임무 실패하였으며, 이후 배터리 교체 및 EPS 보드 보완설계를 수행하여 해발고도 118m에서 낙하임무를 재 수행하였다.
- T CanSat의 지상국은 임무수행을 위한 명령송신 및 지원 시스템인 관제 시스템과 탑재체 이미지 자료 수신을 위한 수신 시스템으로 구성된다. 관제시스템은 Fig. 11과 같이 상용 소프트웨어인 LabView를 활용하여 위성 자세 및 MEMS 센서모듈 및 GPS데이터 등 획득한 데이터를 확인하기 위한 패널을 구축하였으며, 수신시스템은 캔 위성과 동일한 통신 방식 및 주파수 대역을 갖는 SENA 사의 ZigBee Pro USB Type 모듈로 선정하였다.
- 태양전지판은 상부, 하부에 배치된 태양전지판 측면부에 PMMA소재의 프레넬 렌즈를 배치하여 태양광 사각지대에서의 집광성능을 높여 에너지 생성효율을 극대화가 가능하도록 하였다. 또한, 하부에 배치된 태양전지판에 태양광 입사 사각지대에서도 집광효율 향상을 위해 반사판 및 렌즈를 배치하였다. 상기 탑재체의 설계유효성 검증을 위해 EM을 제작하여 태양광모사 실험 장치를 통해 성능 시험을 수행하였으며, 성능시험 결과 태양광(β)이 60도로 입사 시상부 및 하부 태양전지판의 전력생성효율이 미 배치 시보다 3배 증가하는 것을 확인하였다.
- 본 논문에서 제안한 캔 위성은 2015년 캔 위성 경연대회에 출전한 P.P.T CanSat(Power Plant Trio Can Stallite)으로, 태양광 에너지 무선 전송시스템 및 에너지 하베스팅 시스템 구현을 목표로 하여 태양광, 풍력, 피에조 기반의 자가발전 시스템으로 구성된다. 이때, 태양에너지 무선 전송시스템에서 생성된 에너지는 자기공명 방식으로 전력을 송신하게 되며, 최종적으로는 각각의 자가 발전시스템으로부터 생성된 전력에너지를 토대로 LED 점멸 및 MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)기반의 센서모듈 구동을 목표로 한다.
- 본 논문은 2015년 캔 위성 경연대회에 출전한 P.P.T CanSat의 설계 및 검증에 대해 서술하였으며, 주요 탑재체로 우주태양광 발전시스템을 모사한 태양에너지 무선전송 시스템, 진동에너지를 활용한 피에조에너지 하베스팅 시스템 및 풍력에너지를 활요한 풍력에너지 하베스팅 시스템으로 구성된다. 각 탑재체에서 생성된 전력에너지를 통해 LED를 점멸하고, 2차 배터리를 축전하여 자가발전으로 생성된 전력으로 MEMS기반 센서 모듈을 구동하도록 개발하였다.
- 상기 캔 위성은 모델로켓에 탑재되어 고공에서 사출되기 때문에 모델로켓과 간섭이 없어야 하므로 랜딩기어와 태양에너지 무선전송시스템은 사출 전 Fig. 9와 같이 나일론 와이어로 구속되며, 사출 후 열선으로 절단하여 전개되도록 설계하였다.
- 아울러, 피에조에서 생성되는 전력은 교류이므로, 직류로 변환하기 위해 브릿지 다이오드 회로를 적용하였다. 상기 탑재체의 기능 시험을 위해 Fig. 6과 같이 EM을 제작하였으며, 소형 가진기를 통해 발사환경을 모사하여 성능 시험을 수행하였다. 성능시험결과 1.
- 캔 위성 태양전지판에서 생성된 태양광 전력을 무선 전송하는 임무를 구현하기 위해 캔 위성 내부에 자기 코일 모듈을 배치하여 코일에서 형성되는 자계결합현상을 통해 무선으로 전력을 전송토록 개발하였으며, 태양 전지판의 에너지 생성효율 극대화시키기 위해 측면부에 프레넬 렌즈를 배치하였다. 아울러, 발사환경 및 낙하환경 시 발생되는 진동에너지를 수확하여 전력원으로 사용하는 피에조 에너지 하베스팅 시스템과 낙하 시 블레이드 회전에 따라 전력에너지가 생성되는 풍력에너지 하베스팅 시스템을 설계하였다. 상기 탑재체 각각 캔 위성 상부 및 측면부에 배치하였다.
- 이때 플레이트의 1차 고유진동수는 38Hz이다. 아울러, 피에조에서 생성되는 전력은 교류이므로, 직류로 변환하기 위해 브릿지 다이오드 회로를 적용하였다. 상기 탑재체의 기능 시험을 위해 Fig.
- 임무는 발사 직후부터 수행되며, 발사 중 피에조에너지 하베스팅 시스템에서 전력을 수확하며,모델로켓에서 사출 후 태양광 무선전송시스템 및랜딩기어를 전개하게 된다. 이때, 지상국으로 조도, GPS(Global Positioning System), IMU(Initial Measurement Unit) 및 각 탑재체로부터 생성된 전력 데이터를 획득하며, 탑재체로부터 생성된 전력으로 구동된 MEMS 센서모듈 구동 데이터를 실시간 전송 및 LED 점멸 사진데이터를 SD 카드에 저장한다. 지상 착륙 후 캔 위성을 회수하는 것으로 임무가 종료된다.
- T CanSat(Power Plant Trio Can Stallite)으로, 태양광 에너지 무선 전송시스템 및 에너지 하베스팅 시스템 구현을 목표로 하여 태양광, 풍력, 피에조 기반의 자가발전 시스템으로 구성된다. 이때, 태양에너지 무선 전송시스템에서 생성된 에너지는 자기공명 방식으로 전력을 송신하게 되며, 최종적으로는 각각의 자가 발전시스템으로부터 생성된 전력에너지를 토대로 LED 점멸 및 MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)기반의 센서모듈 구동을 목표로 한다.
- 각 탑재체에서 생성된 전력에너지를 통해 LED를 점멸하고, 2차 배터리를 축전하여 자가발전으로 생성된 전력으로 MEMS기반 센서 모듈을 구동하도록 개발하였다. 최종발사 시 배터리 역류방지회로인 PCM회로의 고장으로 인해 EPS 보드에 과전류가 인가되어 임무 실패하였으며, 이후 배터리 교체 및 EPS 보드 보완설계를 수행하여 해발고도 118m에서 낙하임무를 재 수행하였다. 재 수행 결과, 주요탑재체인 태양에너지 무선전송시스템만 전력생성 되었으나 피에조, 풍력 에너지 하베스팅 시스템에서는 전력생성에 한계가 있었으며, 이는 모델로켓 발사 미구현 및 낙하시간부족으로 인한 것으로 판단된다.
- 캔 위성 임무실패원인 분석 결과를 토대로 리튬이온 배터리 변경 및 EPS보드 보완설계를 수행하여 구성품 및 시스템 레벨시험을 재수행 하였으며, 해발고도 약 118m 상공에서 재낙하 시험을 수행하였다. 재수행 결과 Fig.
- 본 캔 위성의 주요임무는 태양에너지 무선전송 시스템(Wireless Solar Energy Transmission System, WSETS) 및 피에조(Piezo Energy Harvesting System, PEHS)및 풍력 에너지 하베스팅 시스템(Wind Energy Harvesting System)에서 생성된 전력을 활용하여 LED 점멸 및 MEMS 기반의 가속도, 지자기, 온도센서를 구동하는 것을 임무목표로 한다. 캔 위성 태양전지판에서 생성된 태양광 전력을 무선 전송하는 임무를 구현하기 위해 캔 위성 내부에 자기 코일 모듈을 배치하여 코일에서 형성되는 자계결합현상을 통해 무선으로 전력을 전송토록 개발하였으며, 태양 전지판의 에너지 생성효율 극대화시키기 위해 측면부에 프레넬 렌즈를 배치하였다. 아울러, 발사환경 및 낙하환경 시 발생되는 진동에너지를 수확하여 전력원으로 사용하는 피에조 에너지 하베스팅 시스템과 낙하 시 블레이드 회전에 따라 전력에너지가 생성되는 풍력에너지 하베스팅 시스템을 설계하였다.
- 자기코일을 포함한 무선 전력 송신 모듈은 캔위성 하부 탑재체 보드에 탑재하였으며, 모듈 제원은 Table 3과 같다. 태양전지판은 상부, 하부에 배치된 태양전지판 측면부에 PMMA소재의 프레넬 렌즈를 배치하여 태양광 사각지대에서의 집광성능을 높여 에너지 생성효율을 극대화가 가능하도록 하였다. 또한, 하부에 배치된 태양전지판에 태양광 입사 사각지대에서도 집광효율 향상을 위해 반사판 및 렌즈를 배치하였다.
- 풍력에너지 하베스팅 시스템은 풍력에너지가 주 에너지원이며, 로터 회전에 따라 전력이 생성되는 원리의 탑재체로 블레이드 타입 쿨러를 탑재하여 캔 위성 낙하환경에서 블레이드를 회전시킴으로서 전력생성이 가능하도록 설계하였다. 상기 탑재체의 블레이드는 총 11개로 구성되어 있으며, 설계 타당성검증을 위해 Fig.
대상 데이터
- Table 5에 나타낸 바와 같이 본 캔 위성의 각 구성품 별 평균 소모 전력 추정결과 약 5.26W이며, 안정적인 전력 공급을 위해 7.4V, 1800 mA의 리튬이온 배터리를 선정하였다. 선정된 배터리의 제원은 Table 6과 같다.
- 본 캔 위성은 전라남도 고흥군 항공우주연구원 항공센터에서 모델로켓을 통해 발사가 이루어졌으며, 모델로켓 발사 및 낙하산 전개는 성공적으로 이루어 졌으나 데이터 수신, 저장 및 랜딩기어 전개에는 실패하였다. 이후 캔 위성을 수거하여 실패원인 분석을 수행하였으며,확인결과 Fig.
- 풍력에너지 하베스팅 시스템은 풍력에너지가 주 에너지원이며, 로터 회전에 따라 전력이 생성되는 원리의 탑재체로 블레이드 타입 쿨러를 탑재하여 캔 위성 낙하환경에서 블레이드를 회전시킴으로서 전력생성이 가능하도록 설계하였다. 상기 탑재체의 블레이드는 총 11개로 구성되어 있으며, 설계 타당성검증을 위해 Fig. 7과 같이 실외기를 통해 낙하환경을 모사하여 시험을 수행하였다. 시험결과, 약 7 m/s의 풍속에서 0.
- T CanSat의 통신계는 위성 상태 및 임무 수행 데이터를 송신하고, 지상국으로부터 명령을 수신하기 위해 1km 이내에서 통신이 가능한 ZigBee 통신방식을 적용하였다. 전파관리법상 허가 없이 사용가능한 2.4GHz 주파수대역의 모듈인 SENA사의 ZigBee Pro모듈을 선정하였으며, 통신계 형상 및 제원을 Table 4에 나타내었다.
성능/효과
- 상기 탑재체의 설계유효성 검증을 위해 EM을 제작하여 태양광모사 실험 장치를 통해 성능 시험을 수행하였으며, 성능시험 결과 태양광(β)이 60도로 입사 시상부 및 하부 태양전지판의 전력생성효율이 미 배치 시보다 3배 증가하는 것을 확인하였다.
- 6과 같이 EM을 제작하였으며, 소형 가진기를 통해 발사환경을 모사하여 성능 시험을 수행하였다. 성능시험결과 1.5V, 0.15mA의 전력 획득 및 LED 점멸이 가능함을 확인하였다.
- 7과 같이 실외기를 통해 낙하환경을 모사하여 시험을 수행하였다. 시험결과, 약 7 m/s의 풍속에서 0.35 V, 0.2 mA 전력이 생성됨을 확인하였다.
- 선정된 배터리의 제원은 Table 6과 같다. 아울러, 일정한 전압공급을 위해 5V 및 3.3V 레귤레이터를 적용하여 보드를 구성하였으며, 이로부터 전력 버짓 산출결과 4.1% 마진을 확보함으로서 전력계 요구 조건을 충족함을 확인하였다.
- 본 캔 위성은 전라남도 고흥군 항공우주연구원 항공센터에서 모델로켓을 통해 발사가 이루어졌으며, 모델로켓 발사 및 낙하산 전개는 성공적으로 이루어 졌으나 데이터 수신, 저장 및 랜딩기어 전개에는 실패하였다. 이후 캔 위성을 수거하여 실패원인 분석을 수행하였으며,확인결과 Fig. 12와 같이 EPS보드 회로에 손상이 있음을 확인하였다. 회로 손상의 이유는 최종조립 시 작업 공간 부족으로 배터리의 역전류 방지를 위한 PCM회로에 무리한 하중을 가하여, 이로 인한 손상으로 과전류가 인가된 것으로 판단되며, 이로 인해 전체 임무실패를 초래한 것으로 판단된다.
- 최종발사 시 배터리 역류방지회로인 PCM회로의 고장으로 인해 EPS 보드에 과전류가 인가되어 임무 실패하였으며, 이후 배터리 교체 및 EPS 보드 보완설계를 수행하여 해발고도 118m에서 낙하임무를 재 수행하였다. 재 수행 결과, 주요탑재체인 태양에너지 무선전송시스템만 전력생성 되었으나 피에조, 풍력 에너지 하베스팅 시스템에서는 전력생성에 한계가 있었으며, 이는 모델로켓 발사 미구현 및 낙하시간부족으로 인한 것으로 판단된다. 아울러, 이번 캔위성 재시험을 통해 시스템 레벨 기능시험 및 개발로직의 중요성을 파악하였으며, 향후, 개선된 캔위성을 제작하여 모델로켓을 통해 발사 및 고고도 낙하환경에서 재시험을 수행할 계획이다.
- 캔 위성 임무실패원인 분석 결과를 토대로 리튬이온 배터리 변경 및 EPS보드 보완설계를 수행하여 구성품 및 시스템 레벨시험을 재수행 하였으며, 해발고도 약 118m 상공에서 재낙하 시험을 수행하였다. 재수행 결과 Fig. 13과 같이 태양에너지 무선전송 모듈 및 소프트랜딩기어가 성공적으로 이루어졌음을 확인하였다. 아울러, 지상국으로부터 수신된 데이터를 분석결과 Fig.
후속연구
- 재 수행 결과, 주요탑재체인 태양에너지 무선전송시스템만 전력생성 되었으나 피에조, 풍력 에너지 하베스팅 시스템에서는 전력생성에 한계가 있었으며, 이는 모델로켓 발사 미구현 및 낙하시간부족으로 인한 것으로 판단된다. 아울러, 이번 캔위성 재시험을 통해 시스템 레벨 기능시험 및 개발로직의 중요성을 파악하였으며, 향후, 개선된 캔위성을 제작하여 모델로켓을 통해 발사 및 고고도 낙하환경에서 재시험을 수행할 계획이다.
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