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조혁진(Cho, Hyokjin),김호락(Kim, Holak),김수겸(Kim, Su-Kyum) 한국항공우주연구원 2021 항공우주산업기술동향 Vol.19 No.1
높은 비추력을 갖고 정밀한 추력 제어가 가능한 전기추력기는 심우주 탐사와 위성 궤도 유지 및 조정에 적합하다. 하지만, 우주 궤도로 발사하기 전에 우주용 전기추력기에 대한 성능을 지상에서 정확히 검증하기 위해 필요한 지상 시험 시설을 구축하는 것은 기술적으로 쉽지 않다. 우주용 전기추력기에 대한 지상 시험 시설은 고에너지의 고분자 이온이 다량으로 방출되는 조건에서 진공 상태를 유지하고, 방출된 이온과 시험 시설 표면의 상호 작용에 의한 스퍼터링(sputtering)을 최소화하며, 수에서 수백 mN 단위의 작은 추력을 정확하게 측정하고, 추력 분포를 면밀하게 진단할 수 있어야 한다. 본 논문에서는 우주용 전기추력기 시험시설 구축에 필요한 기술적 요구 조건들에 대해 확인하고, 세계 유수 기관에서 우주용 전기추력기의 정확한 성능을 검증하기 위해 구축한 시험 시설에 대해 살펴보았다. An electric thruster is a strong candidate for deep-space exploration, station keeping, and orbit raising because it has a high specific impulse as well as a precise thrust-control capacity. Test facilities for verification of the performance of the electric thruster should maintain a low pressure even with a large inflow rate of heavy ions, minimize a back-sputtering from the surfaces of the test facility into the thruster, measure the thrust in the range of a few to several hundreds of millinewton accurately, and diagnose the distribution of thrust precisely. This paper describes the technical requirements of the test facility for performance verification of the electric thruster and lists up the specifications of the worldwide test facilities.
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액체헬륨을 이용한 위성시험용 극저온패널 냉각시스템 개발 및 검증
조혁진(Hyokjin Cho),문귀원(Guee-Won Moon),서희준(Hee-Jun Seo),이상훈(Sang-Hoon Lee),홍석종(Seok-Jong Hong),최석원(Seok-Weon Choi) 대한기계학회 2010 大韓機械學會論文集B Vol.34 No.2
인공위성 적외선 탑재체의 열싱크 역할을 위해, 액체헬륨을 이용하여 극저온패널(가로 약 800 ㎜, 세로 약 700 ㎜)을 4.2 K까지 냉각시키는 시스템을 설계, 개발, 검증하였다. 유효직경 8 m, 유효 깊이 10 m의 대형열진공챔버에서 검증된 본 냉각시스템은 500리터 용량의 액체헬륨용기 두 개(극저온 패널로의 액체헬륨 또는 저온헬륨가스 주 공급용기 및 주공급용기로의 재충진용기)를 사용하였는데, 목표인 극저온패널의 냉각 및 온도제어는 주 공급용기 내부의 미세압력조절을 통해 액체헬륨 공급유량을 제어함으로써 이루었다. 극저온패널에 공급된 후 배기되는 저온 헬륨가스는 특별히 설계, 제작된 사중진공배관의 제3층을 흐르며 열차단막의 역할을 수행함으로써, 액체헬륨 공급 라인인 제1층(중심배관)으로의 열유입을 최소화하였다. 극저온패널을 상온에서 40 K(합성표준불확도 194 mK)까지 냉각시키는데 약 3시간이 소요되었으며, 20 W의 열을 발산하는 극저온패널을 40 K 주변 온도에서 1 K 이내의 온도균일도를 가지며 유지할 수 있었다. A cooling system utilizing liquid helium to chill the cryopanel (800 ㎜ × 700 ㎜ dimensions) down to 4.2 K was designed, implemented, and tested to verify the role of the cryopanel as a heat sink for the payload of a spacecraft inside the large thermal vacuum chamber (effective dimensions : 8 m (Φ) × 10 m (L)) of KARI (Korea Aerospace Research Institute). Two LHe (Liquid Helium) Dewars, one for the main supply and the other for refilling, were used to supply liquid helium or cold helium gas into this cryopanel, and flow control for the target temperature of the cryopanel within requirements was done through fine adjustment of the pressure inside the LHe Dewars. The return helium gas from the cryopanel was reused as a thermal barrier to minimize the heat influx on the core liquid helium supply pipe. The test verified a cooling time of around three hours from the ambient temperature to 40 K (combined standard uncertainty of 194 mK), the capacity for maintaining the cryopanel at intermediate temperatures, and a 1 K uniformity over the entire cryopanel surface at around 40 K with 20 W cooling power.
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조혁진(Hyokjin Cho),이상훈(Sang-Hoon Lee),서희준(Hee-Jun Seo),문귀원(Guee-Won Moon),최석원(Seok-Weon Choi),정상헌(Sang-Hun Jung) 대한기계학회 2008 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2008 No.5
Multi-channel power supply system for the thermal control of the satellite inside the thermal vacuum chamber which simulates the orbit environment was established and tested. With a cold background simulating deep space by the thermal shroud filled with liquid nitrogen, the heat flux from the sun and earth is simulated by the heat injection into the patch-type heaters attached on the satellite surfaces from the power supply system. Totally 100 power supplies with 750 W (150 VDC, 5 A) capacity each were implemented and validated through the thermal balance test for structural and thermal model of low earth orbit satellite. In this paper, the development and validation results of multi-channel power supply system including hardware configuration, control logics, and safety concerns were described.
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적외선 검출기 검보정을 위한 대구경흑체 설계, 제작 및 검증
조혁진(Hyokjin Cho),서희준(Hee-Jun Seo),김근식(Keun-Shik Kim),박성욱(Sung-Wook Park),문귀원(Guee-Won Moon) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.1
적외선 영상을 획득하는 인공위성의 적외선 검출기는 임무 궤도에서 정확한 성능을 보장받기 위해 발사 전 지상에서 흑체를 이용한 검보정 환경시험을 거쳐야 한다. 적외선 탑재체의 검보정 기준이 되는 대구경흑체는 궤도환경 지상시험을 위해 진공환경에 적합한 재질로 구성되어야 하며, -40 ℃에서 +40 ℃까지의 온도 범위에서 중심 80 %의 영역에 대해 2 ℃ 이하의 표면 온도 균일도와 0.95 이상의 방사율을 가져야 한다. 열유동해석 결과로 도출된 대구경흑체는 1 m × 1 m × 8 mm의 크기의 구리판에 방사율을 높이기 위한 알루미늄 하니콤 코아를 부착하고, 블랙페인트를 도포하여 제작되었으며, 온도 조절을 위해 뒷면에는 질소가스 흐름을 위한 구리튜브가 용접되었다. 한국항공우주연구원의 광학열 진공챔버에서 수행된 대구경흑체 검증시험에서 20개의 저항온도센서와 적외선카메라를 이용하여 표면 온도 분포를 측정하여 ±40 ℃의 온도 범위에서 약 1 ℃의 온도 균일도를 가짐을 확인하였다. 표면방사율은 대기압, 40 ℃에서 0.975로 측정되었다. Satellite"s infrared detector shall be calibrated under thermal vacuum environment using a reference black body before a launch. The full aperture black body (FABB) as an infrared calibration reference shall be composed of vacuum compatible materials and temperature controlled from -40 ℃ to +40 ℃ with emissivity higher than 0.95. The temperature homogeneity over the central 80 % area of the FABB front surface shall be better than 2 K. The FABB designed by thermal and flow analysis was 1 m × 1 m × 8 mm copper plate on which black painted aluminum honeycomb core was attached. Copper tubes were welded on the opposite side of the honeycomb core to allow temperature regulated gaseous nitrogen to flow through them. By the FABB validation test, the temperature homogeneity was observed around 1 K using 20 PT100 sensors and modified COTS infrared camera. The emissivity value was 0.975 at 40 ℃ under atmospheric pressure.
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