저궤도 및 정지궤도 대전입자 검출기의 기계적/열적 설계와 환경시험

국문 초록 (Abstract)

본 논문은 차세대 소형위성 1호(Next Generation small satellite-1, NEXTSat-1)의 우주 폭풍 관측 탑재체(Instrument for the Study of Space Storms, ISSS) 중 우주 플라즈마 관측 임무를 수행하는 중 에너지 입자 검출기(Medium Energy Particle Detector, MEPD)와 정지궤도 복합위성 2A(GEO-KOMPSAT-2A, GK2A)의 우주기상탑재체(Korean Space Environment Monitor, KSEM) 중 고에너지 입자를 관측하는 입자 검출기(Particle Detector, PD)와 위성 대전현상을 관측하는 위성 대전 감시기(Charging Monitor, CM)의 기계적/열적 연구 개발 내용을 다루고 있다.
MEPD는 입사된 하전 입자를 종류와 에너지에 따라 반대 방향으로 분리하는 정전 편향기를 이용한 관측 기기이다. 이러한 특징을 포함하여, MEPD는 관측 목적에 부합하는 기하학적 시야각의 구조와 감쇠기의 개폐 구조와 함께, 전장부 적층 구조, 고전압 안전핀 구조가 적용되었다. 기계적 요구 조건에 따라 설계된 MEPD는 Falcon-9에 의한 발사 진동 환경 조건에 견디는지 진동시험을 통해 검증하였다. 태양 동기 궤도에서 열 환경에 대응하여 안정적인 운영 온도를 유지하도록 제작된 MEPD는 열 진공 시험을 수행하여 요구 조건에 부합한 설계가 이루어졌는지를 검증하였다. 발사 후 운용 중에 관측한 과학 데이터의 분석 결과는 임무를 정상적으로 수행하고 있음을 뒷받침한다.
PD는 양방향에서 입사된 입자가 알루미늄 포일 또는 영구 자석 및 검출기 구조에 의해 검출되는 구조를 가진 관측기기이다. PD는 기하학적 시야각 구조와 감쇠기 개폐 구조가 적용되었다. PD와 위성 본체를 연결하는 angle bracket은 서로 다른 형상으로 제작되어 PD가 한정된 공간에서 동시에 많은 방향을 바라볼 수 있도록 설계되었다. 위성의 대전 전류를 감시하기 위해 개발된 CM은 전류밀도 측정 범위 요구 조건에 부합하도록 구조적으로 설계되었다. PD와 CM은 진동시험을 수행하여 기계적인 구조가 발사 진동 환경에 대비하여 만족하는지 검증되었다. PD와 CM의 열 해석은 지구 정지궤도에서의 예상 운용 온도를 계산하기 위해 수행되었다. 해석된 결과를 토대로 열 진공 시험을 수행하여 열적 요구 조건에 부합하도록 설계되었는지를 검증하였다. 정지궤도에서 정상적으로 획득한 CM의 과학 데이터는 같은 기간에 측정된 Dst 수치와 분석을 통해 지자기장과의 상관관계(Correlation)가 존재함을 확인하였고, PD와 동 시간대에 획득한 과학 데이터와 비교 분석하여 두 검출기가 임무를 정상적으로 수행하고 있음을 뒷받침한다.
이 논문은 궤도에 따라 개발 환경이 서로 다른 MEPD, PD, 그리고 CM의 기계적/열적 설계와 제작, 비행모델 환경시험 결과 및 궤도에서 획득한 관측 자료 분석 결과를 기술한다. 태양 활동이 최소일 때부터 관측한 탑재체가 의미 있는 결과를 나타내길 기대한다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This study discusses the mechanical development of three instruments. The development of a
Medium Energy Particle Detector (MEPD) aboard the Next-generation Small satellite-1
(NEXTSat-1) is required for research of the geomagnetic storms, the substorms, and the auroral
perturbation of the ionosphere in the sun-synchronous orbits at altitudes of about 575 km. A
Particle Detector (PD) and a Charging Monitor (CM) aboard the GEO-KOMPSAT-2A (GK2A)
observe the space radiation environment by the solar activity and the charging effect of the
satellite on the geostationary orbit at altitudes of about 35,857 km.
The MEPD is an instrument can measure the charged particles deflected into the opposite side
by an electrostatic field. The structure of the MEPD is applied to geometrical field-of-view
according to the observation purpose and an attenuator mechanism, including the stacked
configuration of the electronics and high voltage safety lock pin mechanism. The MEPD, which
is designed to satisfy mechanical requirements, tested to verify whether it is tolerable to vibration
load. The thermal vacuum test of the MEPD is performed to verify whether it can maintain a
stable operating temperature in the sun-synchronous orbit. The observations data of the MEPD
during the operation show a population of the electrons and the ions from the southern subauroral/polar region around the Earth.
The PD is an instrument that observes charged particles filtered by a detector structure
composed of aluminum foil and permanent magnet. The PD is applied to geometrical field-ofview with an attenuator mechanism. The different types of angle brackets connecting the PD and
the satellite body is invented to allow the PD to view in many directions in a limited interface.
The structure of the CM, which is developed to monitor the internal charging current, is designed
capable of measuring the current density in the range of requirements. The vibration tests of the
PD and CM are performed to verify whether the payload is designed to respond to mechanical
requirements. The thermal analysis of the PD and CM are performed to calculate expected
operating temperature in geostationary orbit. The thermal vacuum test of the PD and CM is
performed to verify whether it can maintain a stable operating temperature. The CM
measurements observed in geostationary orbit are correlated with the trend of the geomagnetic
index, Dst. The comparison between the CM measurement and the integral fluxes from the PD in
terms of the trend of variations shows that the instruments are sufficiently capable of operating.
The results of analyzing the observation on the orbit can be the most reliable evidence that the
design, development, and verification process of the MEPD, the PD, and the CM satisfies the
mission objective. We expect that more meaningful results from the instruments will be found
from in-orbit operations as the solar activity evolves from the minimum values.

목차 (Table of Contents)

• 1 서론 1
• 2 태양동기궤도에서의 우주 환경 관측을 위한 중 에너지 입자 검출기 개발 연구 9
• 2.1 차세대 소형위성 1호 우주 폭풍 탑재체 9
• 2.2 MEDIUM ENERGY PARTICLE DETECTOR (MEPD) 11
• 2.3 기계적/열적 설계 요구 조건 14
• 2.3.1 검출기 구조체 19
• 2.3.2 기하학적 시야각 21
• 2.3.3 개폐 가능한 감쇠기 (Attenuator) 23
• 2.3.4 전장부 적층 구조 25
• 2.3.5 소재의 가스 방출(Outgassing) 적합성 27
• 2.3.6 고전압 안전핀 29
• 2.4 비행모델 환경시험 31
• 2.4.1 모달 해석 결과 및 진동 환경시험 33
• 2.4.2 진동 환경시험 결과 36
• 2.4.3 열 해석 결과 및 열 진공 환경 시험 40
• 2.4.4 열 진공 환경시험 결과 43
• 2.5 궤도 상 관측 데이터 분석 45
• 3 정지궤도에서의 우주 환경 관측을 위한 고에너지 입자 검출기와 대전 감시기 개발 연구 48
• 3.1 정지궤도 복합위성 2A 우주 기상 탑재체 48
• 3.2 PARTICLE DETECTOR (PD) 51
• 3.3 CHARGING MONITOR (CM) 53
• 3.4 기계적/열적 설계 요구 조건 55
• 3.4.1 PD의 검출기 구조체 61
• 3.4.2 개폐 가능한 감쇠기(Attenuator) 64
• 3.4.3 PD의 시야각 배치 66
• 3.4.4 CM의 검출기 구조체 70
• 3.4.5 소재의 가스 방출(Outgassing) 적합성 73
• 3.5 PD와 CM의 열해석 75
• 3.5.1 Case 1. AZ-93 표면 적용 76
• 3.5.2 Case 2. MLI 표면 적용 91
• 3.6 비행모델 환경시험 97
• 3.6.1 모달 해석 결과 및 진동 환경시험 99
• 3.6.2 진동 환경시험 결과 103
• 3.6.3 열 해석 결과 및 열 진공 환경시험 108
• 3.6.4 열 진공 환경시험 결과 110
• 3.7 궤도 상 관측 데이터 분석 112
• 4 결론 116
• 참고문헌 118
• ABSTRACT 125
• 감사의 글 127