김지석
(Department of Aerospace System Engineering, University of Science & Technology)
,
김희경
(Department of Aerospace System Engineering, University of Science & Technology)
,
김민기
(Korea Aerospace Research Institute)
,
김해동
(Department of Aerospace System Engineering, University of Science & Technology)
본 연구에서는 다수의 우주 환경 관측용 탑재체를 장착한 6U급 초소형위성에 대한 열모델을 구축하여 이를 기반으로 수행된 열설계에 대해 기술하였으며, 궤도 열해석을 통해 적용된 열설계의 유효성을 입증하였다. 초소형위성의 특성을 고려하여 표면 처리 및 절연체, 열전도체 등의 수동 열제어 기법 위주로 열설계를 진행하였지만, 배터리 및 추력기 등과 같이 작동 온도의 범위가 좁고 궤도 열환경에 직접적으로 노출되는 부품들에 대해서는 능동 열제어 기법 중 하나인 히터를 적용하였다. 궤도 열해석 조건은 기본적으로 위성의 궤도 조건을 바탕으로 하며, 임무 시나리오에 따른 발열량 및 위성의 자세에 따라 임무 모드, 초기 운용 모드, 비상운용 모드, 편대 비행 모드로 분류하여 궤도 열해석을 수행하였다. 각 모드 별 해석 결과를 통해 모든 부품들이 작동 온도 조건을 만족하는 것을 확인하였고, 비상운용 모드의 해석 결과를 통해 배터리 및 추력기의 히터 용량과 작동 주기를 산출하였다.
본 연구에서는 다수의 우주 환경 관측용 탑재체를 장착한 6U급 초소형위성에 대한 열모델을 구축하여 이를 기반으로 수행된 열설계에 대해 기술하였으며, 궤도 열해석을 통해 적용된 열설계의 유효성을 입증하였다. 초소형위성의 특성을 고려하여 표면 처리 및 절연체, 열전도체 등의 수동 열제어 기법 위주로 열설계를 진행하였지만, 배터리 및 추력기 등과 같이 작동 온도의 범위가 좁고 궤도 열환경에 직접적으로 노출되는 부품들에 대해서는 능동 열제어 기법 중 하나인 히터를 적용하였다. 궤도 열해석 조건은 기본적으로 위성의 궤도 조건을 바탕으로 하며, 임무 시나리오에 따른 발열량 및 위성의 자세에 따라 임무 모드, 초기 운용 모드, 비상운용 모드, 편대 비행 모드로 분류하여 궤도 열해석을 수행하였다. 각 모드 별 해석 결과를 통해 모든 부품들이 작동 온도 조건을 만족하는 것을 확인하였고, 비상운용 모드의 해석 결과를 통해 배터리 및 추력기의 히터 용량과 작동 주기를 산출하였다.
In this study, we built a thermal model for SNIPE 6U nano-satellite which has scientific mission for measuring science data in near Earth space environment and described thermal design based on the thermal model. And the validity of the thermal design was verified through the on-orbit thermal analys...
In this study, we built a thermal model for SNIPE 6U nano-satellite which has scientific mission for measuring science data in near Earth space environment and described thermal design based on the thermal model. And the validity of the thermal design was verified through the on-orbit thermal analysis. The thermal design was carried out mainly on the passive thermal control techniques such as surface finishes, insulators, and thermal conductors in consideration of the characteristics of the nano-satellite. However, the components with narrow operating temperature range and directly exposed to the orbital thermal environments, such as a battery and thrusters, are accomodated with heaters to satisfy the temperature requirements. On-orbit thermal analysis conditions are based on the basic orbital conditions of the satellite, and thermal analysis was performed for Normal mode, Launch & Early Orbit Phase (LEOP), Safehold mode, and Maneuver mode which are classified by the power consumption and the attitude of the satellite according to the mission scenario. The analysis results for each mode confirmed that every component satisfies the temperature requirement. In addition, the heater capacity and duty cycle of the battery and thruster were calculated through the analysis results of the Safehold mode.
In this study, we built a thermal model for SNIPE 6U nano-satellite which has scientific mission for measuring science data in near Earth space environment and described thermal design based on the thermal model. And the validity of the thermal design was verified through the on-orbit thermal analysis. The thermal design was carried out mainly on the passive thermal control techniques such as surface finishes, insulators, and thermal conductors in consideration of the characteristics of the nano-satellite. However, the components with narrow operating temperature range and directly exposed to the orbital thermal environments, such as a battery and thrusters, are accomodated with heaters to satisfy the temperature requirements. On-orbit thermal analysis conditions are based on the basic orbital conditions of the satellite, and thermal analysis was performed for Normal mode, Launch & Early Orbit Phase (LEOP), Safehold mode, and Maneuver mode which are classified by the power consumption and the attitude of the satellite according to the mission scenario. The analysis results for each mode confirmed that every component satisfies the temperature requirement. In addition, the heater capacity and duty cycle of the battery and thruster were calculated through the analysis results of the Safehold mode.
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문제 정의
SNIPE 위성은 히터가 적용되어 있는 배터리 및 추력기를 제외하고 모든 부품들에 대해 작동 온도 범위에서 10℃ 이상의 마진을 확보하는 것을 목표로 열설계를 진행하였다.
본 논문에서는 다수의 과학 탑재체를 적용한 6U급 초소형위성이 저궤도 상에서 임무를 성공적으로 수행할 수 있도록 열적 안정성을 확보하기 위해 적용한 열제어 기법을 기술하였으며, 이에 대한 유효성을 입증하기 위해 궤도 열해석을 진행하여 각 부품의 온도 분포를 확인하였다. 또한, 최악 저온 조건(Worst Cold Case)에 대한 해석을 통해 추력기 및 배터리에 적용된 히터의 작동 주기(Duty Cycle)와 이에 따른 적절한 히터 용량을 산출하였다.
본 논문에서는 우주 과학 임무를 위해 다수의 임무 탑재체를 장착한 SNIPE 초소형위성에 탑재되는 부품들을 소개하고, 각 부품들의 허용 온도 조건을 기준으로 열설계를 실시하였다. 또한, 이를 검증하기 위해 열모델을 구축하여 궤도 열해석을 수행한 결과를 기술하였다.
8W 용량을 가지며, 배터리의 온도가 0℃ 이하로 떨어지면 작동하고 5℃ 이상으로 상승하면 작동을 중지한다. 이는 추력기 히터와 마찬가지로 80% 미만의 작동 주기 조건을 고려하여 위성의 온도가 최저로 도출되는 비상운용 모드(Safehold Mode)에서 배터리의 온도와 히터의 작동 주기 조건을 만족하는지 확인하였다. 배터리와 추력기에 적용된 히터의 용량 및 작동 조건을 Table 6에 정리하였다[12].
고온 조건을 기준으로 해석한 임무 수행모드 및 LEOP에 대한 각 부품의 온도를 Worst Hot Case로 나타내었으며, 비상운용 모드와 편대 비행 모드에서 계산된 각 부품의 저온 해석 결과는 Worst Cold Case로 표에 정리하였다. 이를 통해 위성이 임무 모드에 따라 도출되는 최악의 온도가 각 부품의 작동 온도 조건을 충족시키는지 확인하였으며, 각 모드 및 자세에 따라 위성의 온도 분포가 어떠한 경향성을 갖는지 확인하였다.
가설 설정
임무 궤도 조건 및 임무 궤도의 열 환경에 대한 정보를 Table 9에 정리하였으며, 위성의 각 모드에 따른 부품들의 소비전력을 Table 10에 나타내었다. 본 연구에서는 각 부품의 소비전력량을 발열량으로 가정하여 열해석을 진행하였고, 특히 S-band TRX 및 RWA, 추력기, SST 등의 부품은 각 모드에서 항시 작동하는 것이 아니기 때문에 임무에 따른 작동 시간을 가정하여 괄호 안에 명시하였다.
10에 나타내었다. 실제로 SNIPE 위성은 비상운용 모드에서 추력기가 동작하지 않지만, 추력기 탱크 내 추진제 온도의 큰 불확실성 및 편대 비행 임무 시나리오에 대한 최악의 경우를 가정하여 열설계를 실시하였다. 따라서 추력기의 온도가 가장 낮게 도출되는 비상운용 모드에서 추력기의 허용 온도 조건을 만족할 수 있도록 히터를 적용하였다.
제안 방법
인공위성 열설계의 최종 목표는 임무 기간 내에 우주 환경에서 모든 부품들이 작동 허용 온도 범위 이내로 유지되는 것이다. SNIPE 위성에는 총 5개의 임무 탑재체와 많은 전장품들이 협소한 공간에 밀집되어 있어 추가적인 열제어 하드웨어를 적용할 공간이 제한되기 때문에 각 부품들의 온도를 효율적으로 조절하기 위해 수동 열제어 방법을 중심으로 열설계를 실시하였다. SNIPE 위성의 열설계 요구조건으로 각 부품의 작동 온도 범위를 Table 3에 정리하였다.
SNIPE 위성의 –Z면은 기본적으로 태양을 지향하기 때문에 위성의 외부 구조체 표면에 Black Paint를 적용하여 태양을 직접적으로 바라보지 않는 표면에 대해 효율적인 방열을 유도하였다.
SNIPE 위성이 우주 환경에서 임무를 수행하면서 겪을 수 있는 최악의 조건들을 설정하여 열해석을 수행하였다. Worst Hot Case로는 임무를 수행하는 임무 수행 모드와 위성이 사출된 직후 텀블링하는 상황을 가정한 LEOP 모드이며, Worst Cold Case로는 비상운용 모드와 추력기를 동작시키는 편대 비행모드이다.
6은 LEOP에서 위성이 텀블링하는 상태를 Thermal Desktop® 프로그램으로 모사하여 나타낸 것이다. 각 모드에 따라 집중적으로 분석하는 온도 분포가 다르기 때문에 고온에 집중되는 임무 수행 모드 및 LEOP 모드에서 위성을 동지 위치로 설정하였으며, 비상운용 모드 및 편대 비행 모드에서는 하지에 위치하도록 설정하여 위성의 저온 온도 분포를 집중하여 분석할 수 있도록 열해석을 진행하였다.
비상운용 모드에서는 내부 및 외부 열원이 임무 수행 모드에 비해 상대적으로 작기 때문에 전체적인 온도 분포가 낮게 도출된다[15]. 그밖에 편대 비행을 위해 추력기가 동작하는 편대 비행 모드(Maneuver Mode)에서 온도 분포를 확인하였으며, SNIPE 위성이 발사체에서 사출된 직후에 겪게 되는 LEOP에 대해 열해석을 진행하였다. 특히, LEOP에서는 위성의 태양 전지판이 펼쳐지지 않은 상태이기 때문에 내부 열원에 대한 방열이 상당히 제한적이며, 자세 제어를 통해 지향할 수 없는 텀블링 상태이므로 각 부품에 대한 온도의 불확실성이 매우 높다.
능동 열제어 기법으로는 추력기 및 배터리에 각각 히터를 적용했다. 추력기의 최소 작동 온도 조건은 추진제의 상태 유지 등의 목적으로 다른 부품들에 비해 비교적 높기 때문에 표면 처리 및 Thermal Isolator 등의 수동 열제어 방법만으로 Worst Cold Case에서 작동 온도 조건을 만족하기 어렵다.
특히, LEOP에서는 위성의 태양 전지판이 펼쳐지지 않은 상태이기 때문에 내부 열원에 대한 방열이 상당히 제한적이며, 자세 제어를 통해 지향할 수 없는 텀블링 상태이므로 각 부품에 대한 온도의 불확실성이 매우 높다. 따라서 SNIPE 위성의 LEOP에 대한 열모델 및 궤도 환경을 구축하여 각 부품에 대한 온도 분포를 확인하였다.
또한, 추력기는 외부 구조체와 직접적으로 연결되어 있기 때문에 외부 열원이 상대적으로 작은 Eclipse 구간에서 온도가 매우 낮게 도출된다. 따라서 추력기 및 구조체 사이에 G-10과 같은 Thermal Isolator를 적용해 전도 열 전달 루트를 차단하여 추력기의 온도를 상승시켰다. 추력기의 표면 처리 및 Thermal Isolator 적용에 따른 온도 결과를 Table 4에 나타내었다.
실제로 SNIPE 위성은 비상운용 모드에서 추력기가 동작하지 않지만, 추력기 탱크 내 추진제 온도의 큰 불확실성 및 편대 비행 임무 시나리오에 대한 최악의 경우를 가정하여 열설계를 실시하였다. 따라서 추력기의 온도가 가장 낮게 도출되는 비상운용 모드에서 추력기의 허용 온도 조건을 만족할 수 있도록 히터를 적용하였다. 3W 용량의 히터는 작동 주기가 100%로 히터의 작동 주기 조건을 만족하지 못하였으며, 추력기의 온도도 최소 작동 온도인 10℃ 미만으로 도출되었다.
이는 SNIPE 위성이 기본적으로 태양지향 자세를 가지고 위성의 –Z면만 태양을 바라본다는 특징을 이용하여 위성의 표면 전체를 방열판으로 활용함으로써 내부 열원을 효율적으로 방출할 수 있도록 설계한 것이다. 또한, 내부 부품들에도 Black Paint를 적용하여 내부 온도 구배를 최소화하였다. 배터리 및 추력기 등 허용 온도 범위가 좁은 특정 부품들에 대해서는 히터를 이용한 능동 열제어를 실시하였다.
본 논문에서는 우주 과학 임무를 위해 다수의 임무 탑재체를 장착한 SNIPE 초소형위성에 탑재되는 부품들을 소개하고, 각 부품들의 허용 온도 조건을 기준으로 열설계를 실시하였다. 또한, 이를 검증하기 위해 열모델을 구축하여 궤도 열해석을 수행한 결과를 기술하였다.
3 및 Table 5에 정리하였다. 또한, 임무 탑재체는 주로 티타늄 소재이며, 구리 소재로 이루어진 SST 및 MAG 등의 임무 탑재체에는 Gold Coating으로 표면처리를 수행하였다. 그밖에 위성 본체 부품들에는 Black Paint를 적용하여 각 부품들의 원활한 열 교환을 유도함으로써 부품들 간의 온도 구배를 최소화하였다.
또한, 전개형 태양 전지판 외에도 발사체에서 사출된 직후 Launch & Early Orbit Phase(LEOP)의 텀블링(Tumbling) 상태에서도 전력을 충전하기 위해 위성의 외부 측면 패널에 16장의 태양 셀을 추가적으로 부착하였다.
본 논문에서는 다수의 과학 탑재체를 적용한 6U급 초소형위성이 저궤도 상에서 임무를 성공적으로 수행할 수 있도록 열적 안정성을 확보하기 위해 적용한 열제어 기법을 기술하였으며, 이에 대한 유효성을 입증하기 위해 궤도 열해석을 진행하여 각 부품의 온도 분포를 확인하였다. 또한, 최악 저온 조건(Worst Cold Case)에 대한 해석을 통해 추력기 및 배터리에 적용된 히터의 작동 주기(Duty Cycle)와 이에 따른 적절한 히터 용량을 산출하였다.
패치형 히터는 추력기의 작동 온도 범위(10~55℃)를 고려하여 추력기 온도가 12℃ 아래로 떨어질 때 작동하고, 17℃ 이상이면 작동이 중지되도록 적용하였다. 또한, 히터의 작동 주기를 80% 미만으로 유지하는 개별 요구 조건을 적용하여 열적 불확실성 마진(Thermal uncertainty margin)을 대체하였으며[8,11], 이에 따른 적절한 히터 용량을 산출하였다. 배터리는 다른 부품들에 비해 상대적으로 좁은 작동 온도 범위를 가지며, 항시 작동하는 부품이기 때문에 온도를 안정적으로 유지하기 위해 별도의 내장 히터가 적용되어 있다.
또한, 내부 부품들에도 Black Paint를 적용하여 내부 온도 구배를 최소화하였다. 배터리 및 추력기 등 허용 온도 범위가 좁은 특정 부품들에 대해서는 히터를 이용한 능동 열제어를 실시하였다. 특히 추력기에 적용한 히터는 작동 주기에 따라 적절한 용량을 산출하기 위해 비상운용 모드에서 열해석을 수행하였으며, 해석 결과를 통해 히터의 작동 조건에서 5W의 히터 용량으로 약 76.
우주 환경에서의 SNIPE 초소형위성 열설계를 검증하기 위해 C&R Technologies 사의 상용 소프트웨어 Thermal Desktop® 및 RadCAD®를 이용하여 기하 열모델(Geometrical Mathematical Model) 및 저궤도 우주 환경을 구축하였으며, 이를 기반으로 SINDA/ FLUINT®를 통해 시스템 수준의 수치열모델(Thermal Mathematical Model)에 대한 온도 해석을 진행하였다.
전도성 물질은 Parker Hannifin사의 THERM-A-GAP 579로 3W/m-K의 열전도율과 1J/g-K의 열용량을 갖는다. 이러한 열적인 고려사항을 정밀하게 분석하기 위해 열 OBC의 열 모델을 소자 단위로 구축하여 열해석을 실시하였으며[10], 각 소자에 대한 위치와 열적 정보를 각각 Fig. 3 및 Table 5에 정리하였다. 또한, 임무 탑재체는 주로 티타늄 소재이며, 구리 소재로 이루어진 SST 및 MAG 등의 임무 탑재체에는 Gold Coating으로 표면처리를 수행하였다.
초소형위성은 탑재체 및 전장품의 크기가 PC104 규격의 Stack Frame에 맞추어 정형화되어 있으며, 공간 및 질량이 엄격히 제한되어 있기 때문에 열제어를 위해 추가적인 하드웨어를 적용하기 어려운 상황이다. 이를 고려하여 SNIPE 위성은 수동 열제어 방식 위주의 열설계를 실시하였다. 일반적인 위성은 표면에 MLI(Multi-Layer Insulation)을 통해 외부 환경과 열적으로 차단시키거나 방열판(Radiator)을 적용하여 위성 내부의 열을 효율적으로 방열시키지만, SNIPE 위성은 표면 전체에 Black Paint를 적용하였다.
하지만, OBC는 항시 작동하며, Main CPU 소자에서 높은 발열이 발생하기 때문에 열적인 관점에서 Radiation Shield Cover는 방열을 방해하는 요소이다. 이를 해결하기 위해 PCB의 Main CPU와 Cover 사이에 히트 싱크 개념의 전도성 물질을 삽입하여 소자의 높은 열에너지를 외부로 방출시킬 수 있도록 설계하였다. 전도성 물질은 Parker Hannifin사의 THERM-A-GAP 579로 3W/m-K의 열전도율과 1J/g-K의 열용량을 갖는다.
추력기의 최소 작동 온도 조건은 추진제의 상태 유지 등의 목적으로 다른 부품들에 비해 비교적 높기 때문에 표면 처리 및 Thermal Isolator 등의 수동 열제어 방법만으로 Worst Cold Case에서 작동 온도 조건을 만족하기 어렵다. 이를 해결하기 위해 추력기 표면에 패치형 히터(Patch Heater)를 적용하여 추력기가 안정적으로 온도를 유지할 수 있도록 추가적인 열설계를 진행하였다. 패치형 히터는 추력기의 작동 온도 범위(10~55℃)를 고려하여 추력기 온도가 12℃ 아래로 떨어질 때 작동하고, 17℃ 이상이면 작동이 중지되도록 적용하였다.
이를 고려하여 SNIPE 위성은 수동 열제어 방식 위주의 열설계를 실시하였다. 일반적인 위성은 표면에 MLI(Multi-Layer Insulation)을 통해 외부 환경과 열적으로 차단시키거나 방열판(Radiator)을 적용하여 위성 내부의 열을 효율적으로 방열시키지만, SNIPE 위성은 표면 전체에 Black Paint를 적용하였다. 이는 SNIPE 위성이 기본적으로 태양지향 자세를 가지고 위성의 –Z면만 태양을 바라본다는 특징을 이용하여 위성의 표면 전체를 방열판으로 활용함으로써 내부 열원을 효율적으로 방출할 수 있도록 설계한 것이다.
추력기의 경우에는 우주 환경에 직접적으로 노출되는 표면(±X면)에 Aluminum Tape을 적용하여 우주 환경으로부터 복사 에너지의 영향을 적게 받도록 설계하였고, 내부에 위치한 표면(+Y, ±Z면)에는 Black Paint을 적용하여 내부 부품들과의 복사 열 교환을 통해 위성 내부의 온도 구배를 줄일 수 있도록 열설계를 실시하였다.
대상 데이터
이를 해결하기 위해 PCB의 Main CPU와 Cover 사이에 히트 싱크 개념의 전도성 물질을 삽입하여 소자의 높은 열에너지를 외부로 방출시킬 수 있도록 설계하였다. 전도성 물질은 Parker Hannifin사의 THERM-A-GAP 579로 3W/m-K의 열전도율과 1J/g-K의 열용량을 갖는다. 이러한 열적인 고려사항을 정밀하게 분석하기 위해 열 OBC의 열 모델을 소자 단위로 구축하여 열해석을 실시하였으며[10], 각 소자에 대한 위치와 열적 정보를 각각 Fig.
이론/모형
Table 11 및 Table 12에는 각각 소자 단위의 OBC와 모든 부품들에 대한 열해석 결과를 모드 별로 정리하였다. 고온 조건을 기준으로 해석한 임무 수행모드 및 LEOP에 대한 각 부품의 온도를 Worst Hot Case로 나타내었으며, 비상운용 모드와 편대 비행 모드에서 계산된 각 부품의 저온 해석 결과는 Worst Cold Case로 표에 정리하였다. 이를 통해 위성이 임무 모드에 따라 도출되는 최악의 온도가 각 부품의 작동 온도 조건을 충족시키는지 확인하였으며, 각 모드 및 자세에 따라 위성의 온도 분포가 어떠한 경향성을 갖는지 확인하였다.
초소형위성 부품들의 작동 온도 범위를 유지하기 위한 열제어 기법은 주로 전력을 소비하지 않고 공간적으로 유리한 수동형 열제어 기법이 사용되며, SNIPE 위성에는 표면 처리, Thermal Isolator, 히트 싱크(Heat Sink) 등이 적용되었다. 하지만, 배터리 및 추력기는 작동 온도 범위가 다른 부품들에 비해 좁고, 특히 추력기의 경우 외부 열환경에 직접적인 영향을 받기 때문에 저온에서의 온도 조건을 충족시키기 위해 능동형 열제어 기법 중 하나인 히터를 적용하였다[8].
성능/효과
또한, SNIPE 위성에 탑재된 모든 국산화 부품들은 Worst Cold Case에서도 20℃ 이상의 마진을 가지며 온도 조건을 항상 만족하는 것을 확인하였다.
4W 용량의 히터를 적용한 경우에는 추력기의 최저 온도가 약 14℃ 이상으로 수렴하여 추력기 온도 조건은 만족하였지만, 히터가 항상 작동하는 상황이므로 히터 작동 주기 조건을 만족하지 못하였다. 5W 용량의 히터를 적용하였을 때, 추력기의 온도는 항상 12℃ 이상으로 유지되었으며, 히터의 작동 주기는 약 76.9%로 계산되었다. 이를 통해 추력기에 5W 용량 이상의 히터를 적용하여야 추력기 온도 요구 조건과 히터의 작동 주기 요구 조건을 모두 만족할 수 있음을 확인하였다.
Table 12의 온도결과를 통해 임무 수행 모드 및 LEOP에서 위성의 모든 부품들이 10℃ 이상의 마진을 가지고 작동 온도 요구조건을 만족하는 것을 알 수 있다. OBC의 경우 항시 작동하며 다른 부품들에 비해 상대적으로 높은 발열량을 가지기 때문에 열적으로 불리할 수 있음을 고려하여 PCB의 칩 단위로 열해석을 진행하였으며, 그 결과 OBC의 모든 소자들이 항상 작동 온도 조건을 만족하는 것을 확인하였다. 그리고 OBC를 비롯한 RWA, MTQR, ASS, Star Tracker 등의 국산화 부품들도 Worst Hot Case에서 모두 12℃ 이상의 온도 마진을 가지는 것을 확인할 수 있었다.
OBC의 경우 항시 작동하며 다른 부품들에 비해 상대적으로 높은 발열량을 가지기 때문에 열적으로 불리할 수 있음을 고려하여 PCB의 칩 단위로 열해석을 진행하였으며, 그 결과 OBC의 모든 소자들이 항상 작동 온도 조건을 만족하는 것을 확인하였다. 그리고 OBC를 비롯한 RWA, MTQR, ASS, Star Tracker 등의 국산화 부품들도 Worst Hot Case에서 모두 12℃ 이상의 온도 마진을 가지는 것을 확인할 수 있었다.
9와 같이 비상운용 모드에서 궤도 열해석을 수행하였을 때, 온도가 0℃ 이하로 내려가지 않기 때문에 히터가 동작하지 않으므로 히터 작동 주기가 0%이다. 또한, 위성의 온도가 최저로 도출되는 비상운용 모드에서 배터리 온도가 항상 4.4℃ 이상으로 유지되기 때문에 SNIPE 임무 시나리오의 모든 상황에서 배터리는 열적으로 안정적이라는 결과를 얻을 수 있다.
Worst Hot Case로는 임무를 수행하는 임무 수행 모드와 위성이 사출된 직후 텀블링하는 상황을 가정한 LEOP 모드이며, Worst Cold Case로는 비상운용 모드와 추력기를 동작시키는 편대 비행모드이다. 위의 네 가지 상황에 대해 SNIPE 위성의 모든 부품들은 작동 온도 조건을 모두 만족하였으며, SNIPE 위성에 적용한 열설계가 유효하다는 것을 확인하였다. 향후에는 2019년 하반기에 진행한 열평형 시험 결과를 바탕으로 열모델을 보정하여 열설계를 최종적으로 검증 및 업데이트할 계획이며, 추가적으로 SNIPE 위성에 탑재된 주요 국산화 부품들에 대하여 해당 부품들이 KARDSAT 및 A-HiREV 위성에서도 온도 조건을 만족하는지 확인할 예정이다.
9%로 계산되었다. 이를 통해 추력기에 5W 용량 이상의 히터를 적용하여야 추력기 온도 요구 조건과 히터의 작동 주기 요구 조건을 모두 만족할 수 있음을 확인하였다.
Figure 8은 동지에 위치한 위성이 LEOP에서 텀블링할 때의 온도 분포를 나타내고 있다. 임무 수행 모드와 비교하여 위성 표면의 온도 구배가 작게 나타나는 것을 확인할 수 있으며, Table 12를 통해 태양 전지판 및 태양 센서 등 위성 외부에 탑재되어 직접적으로 태양 복사 에너지를 흡수하는 특정 부품들을 제외하면 전체적인 위성의 온도는 LEOP에서 더 높게 도출되는 것을 확인할 수 있다. 이에 대해 임무 수행 모드에서 위성은 -Z면으로만 태양을 지향하기 때문에 태양을 바라보는 면(-Z)과 그 이외의 면에 대한 온도 구배가 매우 크게 나타나지만, 반대로 LEOP 환경에서는 위성이 텀블링하면서 모든 외부 표면이 외부 열원을 전체적으로 흡수하고, 펼쳐지지 않은 태양 전지판이 내부 열원의 방열을 방해하기 때문에 LEOP에서 위성의 온도가 전체적으로 높게 도출된다고 분석할 수 있다.
배터리 및 추력기 등 허용 온도 범위가 좁은 특정 부품들에 대해서는 히터를 이용한 능동 열제어를 실시하였다. 특히 추력기에 적용한 히터는 작동 주기에 따라 적절한 용량을 산출하기 위해 비상운용 모드에서 열해석을 수행하였으며, 해석 결과를 통해 히터의 작동 조건에서 5W의 히터 용량으로 약 76.9%의 작동 주기를 가지고 추력기의 온도 조건을 충분히 만족하는것을 확인하였다.
후속연구
SNIPE Mission은 4기의 6U급 초소형위성으로 구성되고, 각 위성에는 VACCO 사의 소형 추력기(Micro Propulsion System; MiPS)가 탑재되어 편대 비행 임무를 수행하게 된다. 과학 임무 탑재체로는 Solid State Telescope(SST), Magnetometer(MAG), Langmuir Probe (LP), Iridium Module(IM), Gamma-Ray Burst Module (GRM) 등 다수의 탑재체들이 탑재되며, 편대 비행(Formation Flying)을 통해 더욱 입체적이고 구체적인 과학 임무를 수행할 예정이다.
위의 네 가지 상황에 대해 SNIPE 위성의 모든 부품들은 작동 온도 조건을 모두 만족하였으며, SNIPE 위성에 적용한 열설계가 유효하다는 것을 확인하였다. 향후에는 2019년 하반기에 진행한 열평형 시험 결과를 바탕으로 열모델을 보정하여 열설계를 최종적으로 검증 및 업데이트할 계획이며, 추가적으로 SNIPE 위성에 탑재된 주요 국산화 부품들에 대하여 해당 부품들이 KARDSAT 및 A-HiREV 위성에서도 온도 조건을 만족하는지 확인할 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
초소형위성 부품들의 작동 온도 범위를 유지하기 위한 열제어 기법은 주로 무엇이 사용되는가?
초소형위성 부품들의 작동 온도 범위를 유지하기 위한 열제어 기법은 주로 전력을 소비하지 않고 공간적으로 유리한 수동형 열제어 기법이 사용되며, SNIPE 위성에는 표면 처리, Thermal Isolator, 히트 싱크(Heat Sink) 등이 적용되었다. 하지만, 배터리 및 추력기는 작동 온도 범위가 다른 부품들에 비해 좁고, 특히 추력기의 경우 외부 열환경에 직접적인 영향을 받기 때문에 저온에서의 온도 조건을 충족시키기 위해 능동형 열제어 기법 중 하나인 히터를 적용하였다[8].
항공우주연구원에서 진행 중인 초소형위성의 개발은 어떤 것이 있는가?
초소형위성의 개발은 해외뿐만 아니라 국내에서도 활발하게 진행되고 있으며, 한국항공우주연구원에서는 지구 관측 목적으로 90mm 광학 카메라를 탑재한 6U급 초소형위성 A-HiREV (Advanced High REsolution Video and image)와 두 기의 6U급 초소형위성을 통해 랑데부/도킹 기술 검증 임무를 수행할 KARDSAT (Kari Rendezvous & Docking demonstration SATellite)프로젝트를 진행하고 있다[3,4]. 특히, 한국항공우주연구원은 2017년부터 근지구의 우주 환경 관측을 위한 핵심 기술 개발 목적으로 한국천문연구원과 공동으로 개발하는 SNIPE (Small scale magNetosphere and Ionosphere Plasma Experiment) Mission의 초소형위성 본체를 개발하고 있다. SNIPE Mission은 4기의 6U급 초소형위성으로 구성되고, 각 위성에는 VACCO 사의 소형 추력기(Micro Propulsion System; MiPS)가 탑재되어 편대 비행 임무를 수행하게 된다.
SNIPE mission의 6U 초소형위성의 적절한 열 설계가 필요한 까닭은 무엇인가?
일반적인 초소형위성은 주로 단일 기술 검증 임무를 수행하는데 비해 SNIPE Mission의 6U 초소형위성은 5가지의 독립적인 임무 탑재체를 통해 우주 과학 임무를 수행하며, 동시에 4기의 위성을 편대 비행하는 기술 검증 임무도 수행하게 된다. 이로 인해 임무 수행 시 위성 내부에서 높은 발열이 발생하고, 초소형위성의 특성상 내부 공간이 매우 협소하기 때문에 태양 복사 및 지구 복사, 알베도(Albedo) 등의 외부 열원이 위성 부품들의 온도에 큰 영향을 미친다. 특히, 편대 비행을 위해 탑재되는 MiPS 추력기는 초소형위성의 전형적인 1U 크기를 초과하기 때문에 우주 환경에 직접적으로 노출되며, 추진제의 특성에 의해 온도 변화에 매우 취약하다. 또한, 위성의 초기 운용 시에는 추가적인 전력 공급을 위해 전개형 태양 전지판(Deployable Solar Panel)과 함께 위성 측면 패널(Radiation Shield Panel)에 태양 셀(Solar Cell)을 부착하였기 때문에 내부 열원에 대한 방열이 제한되는 상황이다. 이러한 문제들에 대해 각 부품들의 온도가 작동 조건을 만족할 수 있도록 적절한 열 설계가 요구된다.
참고문헌 (15)
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