정지궤도 위성의 열평형 시험

전형열,김정훈,채종원 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

통신해양기상위성의 개발 과정 중에, 열해석 모델을 보정하고 열제어 설계를 검증하기 위해 항공우주연구원에서 자체 개발한 대형 열진공 챔버를 이용하여 열평형 시험을 수행 하였다. 특히 통신해양기상위성의 고온 열평형 시험을 위해 남쪽과 북쪽 방열판 위에 외부 열유입량을 모사하기 위한 히팅플레이트를 개발, 장착하였으며, 액화질소 및 질소가스를 이용하여 히팅플레이트의 온도를 90K에서 260K 사이로 조절하며 성공적으로 열평형 및 열진공 시험을 수행 하였다. 또한 열진공 시험동안에, 열진공 챔버내는 진공으로 유지하였으며, 벽면은 심우주의 낮은 온도를 모사하기 위해 액화질소를 이용하여 90K로 유지하였다. 본 논문에서는 열제어계 검증을 위해 성공적으로 수행된 통신해양기상위성의 열평형 시험의 사전 예측을 위한 모델링 및 예측, 주요 시험장치, 시험 절차, 시험 결과에 관해 다루고자 한다. COMS was tested under vacuum and very low temperature conditions in order to verify thermal design of COMS. The test was successfully performed by using KARI large thermal vacuum chamber, which was developed by KARI. The purposes of thermal balance test are to correlate analytical model used for design evaluation and predicting temperatures, and to verify and adjust thermal control concept. Heating plates were used to simulate space hot condition especially for radiator panels of satellite such as north and south panels. They were controlled from 90K to 273K by circulating GN2 and LN2 alternatively according to the test phases, while the main shroud of the vacuum chamber was under constant temperature, 90K, during all thermal balance test. This paper presents thermal modelling and discusses temperature predictions and the results of thermal balance test.

탄소복합재를 이용한 위성 패널의 열해석

전형열(Hyoung Yoll Jun),김정훈(Jung Hoon Kim),박종석(Jong Seok Park),박근주(Keun Joo Park) 한국항공우주연구원 2011 항공우주기술 Vol.10 No.2

인공위성의 효율적인 열제어를 위해 알루미늄으로 만들어진 하니콤 패널과 OSR로 구성된 방열판을 사용한다. 또한 추가적으로 발열량이 많은 부품의 경우, 알루미늄으로 만들어진 더블러와 히트파이프 등을 이용하여 열제어를 수행한다. 최근 위성 전장 부품의 발열량의 증가로 정해진 위성의 크기, 발사 중량 및 비용으로 더 많은 열을 외부로 효율적으로 방출할 수 있는 방열 능력향상에 대한 필요성으로 새로운 열제어 물질에 대한 연구가 진행 중이다. 특히, 탄소 복합재는 일반적으로 열전도가 매우 높고, 가볍고, 기계적 강성에 좋은 특성이 있어 차세대 열제어를 위한 물질로 많은 연구가 진행되고 있다. 본 논문에서는 차세대 탄소 복합재인, APG(Annealed Pyrolytic Graphite)와 탄소-탄소 복합재(carbon-carbon composites)를 이용하여 통신패널의 열제어를 수행하는 경우와 기존의 열제어 방식과의 차이를 수치적으로 비교하였다. Thermal control of satellite is mainly based on passive ways, such as the radiator made of aluminum honeycomb core with aluminum skins and OSR (Optical Solar Reflector). Additionally, for the thermal control of high dissipation unit, the aluminum doubler and heat pipe are utilized. Recently, efforts to find advanced thermal materials have been carried out to enhance heat rejection capability without increasing satellite size, weight and cost. This paper handles the carbon composites have high thermal conductivity with light weigh and have been considered as future thermal control materials to replace aluminum based radiator and doubler. Thermal analysis of satellite panel using APG(Annealed Pyrolytic Graphite) and carbon-carbon composites were performed and temperature contours were compared with the conventional thermal control methods.

정렬격자를 이용한 열해석모델 간소화 연구

김정훈,전형열,김승조 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

유한차분법을 사용한 위성체 패널 열해석을 수행하기 위하여 정렬격자 생성 프로그램을 개발하였다. 상세열모델을 정렬격자 생성 프로그램으로 생성 후 위성체 수준의 열해석을 위하여 열모델을 간소화하여 축소열모델을 수립하는 과정을 소개하였다. 상세열모델과 축소열모델을 사용한 열해석 결과를 통하여 축소열모델의 타당성을 검토하였다. 생성된 축소열모델의 격자는 위성체의 궤도 열해석을 위하여 사용된다. A regular mesh generation program is developed to perform the thermal analysis of a satellite panel by using the finite difference method. After generation of a detailed thermal model by the developed program, the reduction procedure is introduced in order to have the thermal analysis of satellite systems level. The validity is evaluated through the comparison of thermal results for both the detailed and reduced thermal model. The generated reduced thermal model would be used for the satellite thermal analysis in orbit.

상변화물질과 열적 완충질량을 이용한 위성열제어 비교연구

김택영,서정기,현범석,전형열 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4

저궤도 관측위성에 탑재된 영상처리장치의 온도제어를 위하여 사용하는 열적 완충질량을 대체할 수 있는 상변화물질의 성능에 대하여 수치해석적으로 분석하였다. 관측위성에 사용되는 고정밀 영상처리장치는 임무에 따라 주기적으로 작동하며 발열량이 매우 큰 반면, 온도에 민감하여 작동허용 온도범위가 매우 좁다. 이러한 장치의 온도를 제어하기 위하여 국산 저궤도 관측위성에서는 열적 완충질량을 사용하였다. 열적 완충질량은 일종의 열에너지 콘덴서로서 부품에서 주기적으로 발생하는 열을 축적하고 냉각 휴지기에 발산함으로써 방열판의 크기와 히터 소모전력을 작게 유지하며 온도를 제어할 수 있지만, 그 자체가 Al block이므로 질량이 증가하는 단점이 있다. 본 연구에서는 추가 질량을 최소화하며 부품의 온도를 더욱 안정적으로 유지할 수 있도록 고상-액상 상변화물질을 이용한 열제어 장치를 제안하였다. 열적 완충질량을 대신할 수 있도록 열용량 설계를 통하여 상변화물질이 충진된 사각 용기형 열제어장치를 제안하고, 저궤도 관측위성의 영상탑재체에 열적 완충질량 대신 이를 장착하여 궤도상 임무수행조건에 대한 열해석을 수행하였다. 열해석 수행결과 상변화물질을 이용한 열제어 장치는 열적 완충질량을 대체하여 효과적인 온도제어가 가능함을 확인하였으며, 질량도 약 1/10 정도로 감소시킬 수 있었다. Solid-liquid Phase Change Material(PCM) as a thermal control hardware for the electro-optical payload of low earth orbit satellite is numerically studied which can be substituted with Thermal Buffer Mass(TBM). The electro-optical module in LEO satellite is periodically work and high heat is dissipated during the imaging period, however, the design temperature range is very tight and sensitive. In order to handle this problem TBM is added and as a result the module time constant for transient temperature motion increases. TBM is made of Al6010 and its mass directly affects the system design. To save the mass PCM is suggested in this study. The latent heat of melting or solidification is very high and small amount of PCM can play a role instead of TBM. The result shows that only 1/10 of PCM mass is enough to control the module temperature.

정지궤도 위성의 통신 탑재체 열설계 및 열해석에 관한 연구

전형열,김정훈,김성훈,박응식 한국우주과학회 2006 한국우주과학회보 Vol.15 No.2

태양전지판이 탑재체 방열판에 미치는 열적 영향 분석에 관한 연구

전형열,김정훈,채종원,이장준,박종석,박근주 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

한국항공우주연구원은 천리안위성(통신해양기상위성)의 뒤를 이어 주요 임무를 승계할 정지궤도 복합위성의 개발을 추진하고 있다. 통신해양기상위성의 경우, 기상 탑재체 방열판에 열적인 영향을 최소화하기 위해, 한쪽에만 태양전지판을 부착하였다. 정지궤도 복합위성에 장착될 차세대 탑재체들은 능동 열제어 방법을 사용하기 때문에, 기존의 수동 냉각 방식을 사용하는 적외선 탑재체들 보다는 냉각 능력이 향상되었다. 향상된 탑재체의 영향으로 위성 형상 결정에 있어 좀 더 유연해 질 수 있는 가능성이 생겼다. 본 논문에서는 태양전지판이 양쪽에 부착된 경우에 대한 탑재체 방열판에 유입되는 열유입량 분석을 통해, 복합위성 형상 결정에 대한 사전 연구를 수행하였다. KARI is developing GEO-KOMPSAT, which will replace the COMS main missions. The solar array of COMS is attached to South panel in order to avoid heat flux to the payload radiator due to the solar array and in order to secure the field of view of the payload radiator. New developed or developing optical payloads use active cooling technology instead of passive cooling, so satellite may have more flexibility in deciding its configuration without degrading payload performance. This paper handles the preliminary thermal study for solar array effect on payload radiator by heat flux analysis of dual solar array satellite to determine GEO-KOMPSAT configuration.

달열환경 및 달궤도선 태양전지판의 열해석에 관한 기초 연구

전형열,김정훈,박근주,유명종 한국항공우주학회 2010 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2010 No.11

응고/융해 잠열을 이용한 위성용 열제어장치의 실험적 연구

김태수(Tae Su Kim),신윤섭(Yoon Sub Shin),김택영(Taig Young Kim),서정기(Jung-gi Seo),현범석(Bum-Seok Hyun),전형열(Hyeong Yul Cheon) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.10

고상-액상 상변화물질(PCM, Phase Change Material)을 이용한 위성부품 열제어장치를 설계 및 제작하였으며 열환경시험을 수행함으로써 온도제어 성능을 분석하였다. 설계온도에 부합하는 n-Hexadecane을 PCM으로 채용하였고, 낮은 열전도도를 보완하기 위하여 내부에 전열휜이 장착된 용기를 Al6061로 제작하였다. 위성에 장착하였을 때와 동일한 작동조건을 확보하기 위하여, 부품과 방열판 사이를 열관으로 연결하였으며 열관의 단열부가 관통하도록 PCM 열제어장치를 설치하였다. 동일한 모양과 부피의 열적완충질량(TBM, Thermal Buffer Mass)도 제작하여, 주기적인 가열-냉각 실험을 수행하였다. 실험결과 상변화 잠열에 의한 PCM의 열제어 성능을 확인할 수 있었으며, TBM에 비하여 질량과 보온히터의 소모전력을 절감할 수 있음을 확인하였다. The thermal control device using solid-liquid phase change material (PCM) is designed, manufactured, and experimented in thermal environment chamber. The n-Hexadecane is selected as a PCM and its melting point is placed within the component working temperature range. The PCM container is made of Al6061 and has the thermal spreading fins inside. To simulate the working condition for on-orbit satellite the heat pipes are used to connect the heater and radiator and the PCM thermal control device (PCMTD) is installed at the middle portion of heat pipes. The thermal buffer mass (TBM), which is same configuration and volume with PCMTD, is also manufactured to compare the thermal control performance. As a result, the PCMTD is not only more efficient than TBM in their temperature control features but both mass and power of compensation heater are reduced.

천리안2A호 열제어 설계 및 열제어계 전이궤도 운영 결과

전형열(Hyoung Yoll Jun),김정훈(Jung-Hoon Kim) 한국항공우주학회 2019 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2019 No.4

정지궤도복합위성(GK2A)의 열진공 시험 및 시험 예측에 관한 연구

전형열(Jun, Hyoung Yoll),김정훈(Kim, Jung-Hoon),현범석(Hyun, Bum-Seok),박근주(Park, Keun Joo) 한국항공우주연구원 2018 항공우주산업기술동향 Vol.16 No.1

정지궤도복합위성(GK2A)는 한국항공우주항우연이 독자적으로 개발하는 3.5톤급의 국내 최초의 정지궤도 위성이다. GK2A는 기상관측을 주 임무로 수행하며, 2010년 발사되어 현재 운용중인 천리안 위성을 대체하기 위해 개발 중이다. 2018년 하반기에 Ariane 5호 발사체를 이용하여 발사될 목표로 현재 조립 및 환경시험을 수행 중에 있다. 2018년 5월 8일, 열진공 시험을 완료하였으며, 이 열진공 시험은 열제어 설계 검증, 열제어 하드웨어 작동 검증, 열해석 모델 보정 및 우주궤도환경하에서 위성전반에 대한 기능 시험을 주목적으로 한다. GK2A 위성의 열진공 시험은 한국항공우주연구원에서 자체 개발한 대형 열진공 챔버를 이용하여 수행되었다. 또한 정지궤도에서의 외부 열유입량을 모사하기 위해, 위성의 남쪽과 북쪽 방열판위에 각각 독립된 액화질소 및 질소가스를 이용하는 히팅플레이트를 장착하였다. 본 논문에서는 정지궤도복합위성의 열진공 시험 방법, 열진공 시험 예측을 위한 모델링, 열진공 시험 예측 및 실제 열진공 시험에 관해 다루고자 한다. KARI is developing independently GEO-KOMPSAT-2A(GK2A), which is the first 3.5 ton class geostationary satellite in Korea. The mission of GK2A is the meteorological observation and it will take over the meteorological mission of COMS launched at 2010. GK2A has been performing the environmental tests and will be launched the end of this year by Ariane 5 launcher. The thermal vacuum test was conducted until 8th May 2018 to validate thermal control design, to validate satellite functions under the simulated space environments and to obtain data for thermal model correlation. The thermal vacuum test was carried out by using the large thermal vacuum chamber developed by KARI. Additionally, the radiating(or heating) plates were installed on the front of the north and south panel of GK2A in order to simulate the external solar flux at the geostationary orbit. The temperatures of the plates were controlled by circulating GN2 and LN2. This paper describes the thermal vacuum test method, the thermal modelling, the test prediction and the test results of GK2A.