In this paper, one general approach is proposed for the design of power system that can be applicable for next generation LEO satellite application. The power system consists of solar panels, battery, and power control and distribution unit(PCDU). The PCDU contains solar array modules, battery inter...
In this paper, one general approach is proposed for the design of power system that can be applicable for next generation LEO satellite application. The power system consists of solar panels, battery, and power control and distribution unit(PCDU). The PCDU contains solar array modules, battery interface modules, low-voltage power distribution modules, high-voltage distribution modules, heater power distribution modules, on-board computer interface modules, and internal DC/DC converter modules. The PCDU plays roles of protection of battery against overcharge by active control of solar array generated power, distribution of unregulated electrical power via controlled outlets to bus and instrument units, distribution of regulated electrical power to selected bus and instrument units, and provision of status monitoring and telecommand interface allowing the system and ground operate the power system, evaluate its performance and initiate appropriate countermeasures in case of abnormal conditions. We review the functional schemes of the main constitutes of the PCDU such as the battery interface module, the auxiliary supply module, solar array regulators with maximum power point tracking(MPPT) technology, heater power distribution modules, spacecraft unit power distribution modules, and instrument power distribution module.
In this paper, one general approach is proposed for the design of power system that can be applicable for next generation LEO satellite application. The power system consists of solar panels, battery, and power control and distribution unit(PCDU). The PCDU contains solar array modules, battery interface modules, low-voltage power distribution modules, high-voltage distribution modules, heater power distribution modules, on-board computer interface modules, and internal DC/DC converter modules. The PCDU plays roles of protection of battery against overcharge by active control of solar array generated power, distribution of unregulated electrical power via controlled outlets to bus and instrument units, distribution of regulated electrical power to selected bus and instrument units, and provision of status monitoring and telecommand interface allowing the system and ground operate the power system, evaluate its performance and initiate appropriate countermeasures in case of abnormal conditions. We review the functional schemes of the main constitutes of the PCDU such as the battery interface module, the auxiliary supply module, solar array regulators with maximum power point tracking(MPPT) technology, heater power distribution modules, spacecraft unit power distribution modules, and instrument power distribution module.
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문제 정의
있다. 따라서 본 논문에서 설명하는 연구에서는 향후 개발 예정되어 있는 다양한 부하용량을 갖는 위성의 전력 시스템에 적용 가능한 태양전력 조절기나 컨버터 설계에 중요성을 갖고 진행되었다. 이와 같은 이유로 전력변환이나 조절을 담당하는 전력시스템 내부의 전장품들을 적절한 소용량의 병렬모듈화로 향후 위성의 개발과정에서 필요한 대용량의 시스템을 구현하는 방향을 찾게 되었으며, 다음 장에서 제안되는 전력 시스템의 기본구조에 대해서 설명하고자 한다.
이와 같은 이유로 인해서 현재 본 연구원에서는 태양 동기 저궤도위성인 지상관측 위성 1, 2호의 성공적인 개발과정에서 습득한 기술과 경험을 바탕으로 추후 개발 예정되어 있는 다양한 위성에 범용적으로 적용 가능한 전력계 시스템에 대한 다양한 사전 연구, 개발이 진행되고 있다. 본 논문에서는 기존의 지상관측 위성 1, 2 호기에 적용된 전력시스템의 기본구조에 대해서 검토하고, 현재 진행 중인 전력시스템 개발 선행 연구 과정에서 검토되고 있는 다양한 전력계 시스템 중에서 적용 가능한 예를 제안하고 대략적인 구조에 대해서 설명하고자 한다.
본 논문에서는 이와 같은 경험을 바탕으로 향후 예정되어있는 다양한 위성의 전력시스템의 개발에서 검토되고 있는 다양한 전력시스템 중에서 보편적으로 적용 가능한 전력시스템을 제안하고 각 블럭의 기능과 구성에 대해서 설명하였다. 그리고 제안된 위성 전력시스템을 적용할 위성의 임무조건이나 전력사양이 명확하게 정의되면, 각 기능 블록에 대한 상세설가가 가능할 것으로 판단된다.
본 장에서는 차세대 위성의 전력계 개발의 선행과정으로 기존에 성공적으로 개발되어 운용되고 있는 지상관측 위성 위성시리즈에 적용된 전력계의 구조와 기능에 대해서 간단히 알아보고자 한다. 그림 1은 기존 위성 시리즈의 전력계 구조를 나타낸다.
따라서 본 논문에서 설명하는 연구에서는 향후 개발 예정되어 있는 다양한 부하용량을 갖는 위성의 전력 시스템에 적용 가능한 태양전력 조절기나 컨버터 설계에 중요성을 갖고 진행되었다. 이와 같은 이유로 전력변환이나 조절을 담당하는 전력시스템 내부의 전장품들을 적절한 소용량의 병렬모듈화로 향후 위성의 개발과정에서 필요한 대용량의 시스템을 구현하는 방향을 찾게 되었으며, 다음 장에서 제안되는 전력 시스템의 기본구조에 대해서 설명하고자 한다.
가설 설정
제안된 전력계 시스템의 설계과정에서 배터리와 태양전지판에 대한 설계는 종류나 형상 정도만 결정된 것으로 가정한다. 지상관측 위성 1, 2호의 개발과정에서는 Ni-Cd 배터리가 사용되었으나 향후 리툼-이온 (Li-Ion) 배터리 기술의 개발과 응용의 증가를 예측하여, 본 시스템의 구성에서는 리튬-이온 배터리를 채택하였다.
지상관측 위성 1, 2호의 개발과정에서는 Ni-Cd 배터리가 사용되었으나 향후 리툼-이온 (Li-Ion) 배터리 기술의 개발과 응용의 증가를 예측하여, 본 시스템의 구성에서는 리튬-이온 배터리를 채택하였다. 태양전지판의 종류는 현재까지의 검토과정에서 고려하지 않았으며, 전체 태양전지판의 전압 정격용량은 대략 110V, 최대 생성 전류 정격용량은 배터리의 최대전류 값을 하회하는 것으로 가정하였다. 본 연구 과정은 그림 2에 나타난 전력계의 구성요소 중에서 태양전지에서 발생하는 에너지를 변환, 조절하여 배터리 및 기타 부하에 전력을 공급하는 역할을 주로 담당하는 전력조절분배기 (Power control and Distribution, PCDU)의 구성, 동작 및 각 모듈의 기능에 대해서 진행되 었다.
제안 방법
그림 2에 제안된 전력조절 분배기는 크게 태양 전력조절기 (Solar Array Regulator, SAR), 버스필터 (Bus Filter), OBC 인터페이스 블럭, 히터전압 전력분배기, 저전압 전력분배기, 고전압 전력분배기, 내부 DC/DC 컨버터, 태양전지판 전개장치 제어기, 위성 추진 밸브 구동기 등으로 구성된다. 다음에서 각각의 기능 및 구성에 대해서 알아본다.
기존 지상관측 위성 1, 2호는 28V 비조절형 버스를 채택하였지만, 향후 차세대 위성적용을 위해 본 논문에서 검토되는 전력시스템은 그림 2와 같이 50V 비 조절형 버스와 28V 조절형 버스의 2중 전원버스 구조로 구성된다. 이과 같은 이중 버스 구조를 선택하게 된 것은 위성의 전력 용량증가로 인해서 기존의 28V 버스 시스템을 적용할 경우 하니스(Hamess)를 포함한 전장품에서의 전력손실이 매우 증가하여 효용성이 감소하기 때문이다.
태양전지판의 종류는 현재까지의 검토과정에서 고려하지 않았으며, 전체 태양전지판의 전압 정격용량은 대략 110V, 최대 생성 전류 정격용량은 배터리의 최대전류 값을 하회하는 것으로 가정하였다. 본 연구 과정은 그림 2에 나타난 전력계의 구성요소 중에서 태양전지에서 발생하는 에너지를 변환, 조절하여 배터리 및 기타 부하에 전력을 공급하는 역할을 주로 담당하는 전력조절분배기 (Power control and Distribution, PCDU)의 구성, 동작 및 각 모듈의 기능에 대해서 진행되 었다.
본 연구에서는 리튬-이온 배터리 적용을 가정하였으므로 제안되는 태양전력 조절기는 최대전력 동작 모드와 배터리 전압이 일정전압에 도달하였을 경우 배터리의 전압이 더 이상 상승하지 않도록 하기위해 출력전압 제어모드로 동작하면서 작은 전류량으로 배터리를 충전하는 모드의 두 가지 동작모드를 갖게 된다. 뿐만 아니라 다양한 상태신호 모니터링 기능 및 보호 기능을 포함해야 한다.
이와 같은 단일모듈 접근 방법으로 인해서 기존 지상관측 위성 1호의 태양전력 조절기를 지상관측 위성 2호에 그대로 적용하였지만, 위성전력 용량의 증가로 인해서 부품단계부터의 재설계 및 시험이 필요하게 되었다. 이와 같은 문제점을 개선하기 위하여 본 연구 과정에서는 모듈형 접근방법을 적용하여 태양 전력조절기를 구성하였다. 그림 3은 그림 2에 나타난 태양전력 조절기의 상세 블럭도를 나타낸다.
가정한다. 지상관측 위성 1, 2호의 개발과정에서는 Ni-Cd 배터리가 사용되었으나 향후 리툼-이온 (Li-Ion) 배터리 기술의 개발과 응용의 증가를 예측하여, 본 시스템의 구성에서는 리튬-이온 배터리를 채택하였다. 태양전지판의 종류는 현재까지의 검토과정에서 고려하지 않았으며, 전체 태양전지판의 전압 정격용량은 대략 110V, 최대 생성 전류 정격용량은 배터리의 최대전류 값을 하회하는 것으로 가정하였다.
후속연구
본 논문에서는 이와 같은 경험을 바탕으로 향후 예정되어있는 다양한 위성의 전력시스템의 개발에서 검토되고 있는 다양한 전력시스템 중에서 보편적으로 적용 가능한 전력시스템을 제안하고 각 블럭의 기능과 구성에 대해서 설명하였다. 그리고 제안된 위성 전력시스템을 적용할 위성의 임무조건이나 전력사양이 명확하게 정의되면, 각 기능 블록에 대한 상세설가가 가능할 것으로 판단된다.
본 연구개발 과정에서는 기존의 위성 시리즈에서와는 달리 3개의 태양전지판을 갖는 위성을 고려하였다. 본 연구에서 검토 되는 태양전력 조절기 설계 결과를 적용할 경우, 향후 위성의 전력용량이나 태양전지판의 숫자에 변화가 있을 경우라도 모듈형으로 개발된 태양전력 조절기의 수를 증감하여 각각의 태양전지판과 연결하여 위성의 전력시스템을 개발한다면 크게 문제되지 않을 것으로 생각된다.
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