• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2014.02a
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• pp.140.2-140.2
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• 2014

인공위성은 우주공간의 고진공 상태와 태양 복사열에 의한 고온 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 인해 주요 부품의 기능장애가 초래되므로 발사전 지상에서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 위성체의 열진공 시험에 사용되는 열교환기인 베이스플레이트(Baseplate)는 우주 열환경을 모사하기 위하여 직접 방열판 표면에 고온 및 저온의 유체를 공급하여 시험 요구에 따른 필요한 열을 공급하게 된다. 일반적으로 우수한 성능의 위성체 부품의 검증을 위해서 지상의 열환경 시험은 접촉식 히터 및 열교환기를 사용하게 되는데, 이때 적절한 히터 및 블로워 파워를 선정하고 챔버 슈라우드와 열교환에 있어 간섭이 없도록 장비를 운용해야 한다. 본 연구에서는 상용프로그램을 이용하여 열진공 시험용 베이스플레이트에 대하여 전산해석을 수행하였으며, 이를 통해 베이스플레이트 내의 작동 유체의 입구 압력에 의한 열진공 시험용 열교환기의 성능 특성을 관찰하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.8
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• pp.842-847
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• 2010

Thermal analysis for the simulation of satellite component level thermal vacuum test processes was carried out by considering thermal vacuum test environment condition, thermal vacuum chamber configuration, and satellite's inner thermal environment. The transient analysis results can be obtained for the temperatures of component and thermal vacuum chamber assemblies. The thermal analysis model was verified with the component thermal environmental test results by using enhanced thermal vacuum chamber.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2010.02a
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• pp.273-273
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• 2010

고열부하 환경에 노출되는 핵융합로의 플라즈마 대향부품은 주로 낮은 원자번호 물질-열전도가 좋은 물질-구조체의 순으로 다층 구조를 이루고 있으며, 이들 간의 우수한 접합성은 부품의 성능을 좌우하는 핵심 요소이다. 이러한 플라즈마 대향부품의 건전성을 평가하기 위해서는 고열속의 열부하를 반복적으로 인가하는 시험이 요구되며, 이를 위해 본 연구원에서는 KoHLT-1, 2의 시험시설을 운용하고 있다. 본 시설에서는 열부하원으로서 그라파이터 히터를 사용하며, 히터는 두 개의 시험 대상부품 사이에 설치되고, 히터에 고전류를 인가하여 복사열에 의해 시험 부품에 열부하를 가하게 된다. 고열부하 환경에서 열피로 시험을 위해 히터에 인가되는 전류를 시간에 따라 일정한 패턴으로 반복적으로 ON-OFF 하게 된다. 본 논문에서는 이러한 고열부하시험을 수행함에 있어 고려해야 할 여러 가지 요소에 대해 논의하였다. 우선 인가하는 열유속(heat flux) 값은 일차적으로 시험시설의 최대 출력에 의해 좌우되며, 시험대상물의 운전조건 및 열부하 반복횟수에 의해 결정된다. 열부하 반복횟수는 주어진 열유속 값에 대해 total strain이 파단에 이르는 수준에 의해 결정된다. 열부하를 인가하는 시간은 히터에 전류를 인가했을 때 요구되는 온도로 상승하는 데 걸리는 시간과 시험대상물의 온도가 더 이상 증가하지 않는데 걸리는 시간에 의해 좌우된다. 냉각시간은 길수록 시험대상물의 온도가 냉각수의 온도에 접근하게 되나 너무 길어지면 시험시간이 급격히 증가하게 되므로, 온도 감소 곡선을 검토하여 적절한 시간을 정하게 된다. 열유속 측정은 냉각수의 온도 상승값과 유량으로부터 계산하게 되며, 정확한 측정을 위해서는 열부하를 인가하는 시간이 충분히 길어야 한다. 또한 시험대상 부품에서 열부하가 인가되는 면적을 정확히 정의해야 하며, 냉각관로에 열부하가 인가되어서는 않된다. 또한 시험대상부품을 지지하는 지지구조체를 통한 열손실을 최소화해야 정확한 열유속을 측정할 수 있다. 시험대상부품을 설치할 때 히터와의 간격 또한 결정해야 할 중요한 요소이며, 간격이 좁을수록 최대 열유속 값을 증가시킬 수 있으나, 너무 가까운 경우 히터의 열변형에 의한 접촉 및 아크 방전의 가능성이 있으며, 이 경우 히터와 시험대상부품의 손상을 가져오게 된다. 시험대상물이 국제열핵융합로(ITER)의 일차벽과 같이 베릴륨이 포함되어 있는 경우 방전에 의한 손상은 인체에 유해한 오염의 원인이 될 수 있다. 또한 순간적인 방전은 고가의 고전류전원의 고장을 유발할 수도 있다. 열부하 시험 중 시험대상물의 온도를 정확히 측정하는 것은 필수적이며, 온도 변화 곡선으로부터 시험대상물의 건전성 여부를 판단할 수 있다. 이를 위해 변화를 가장 잘 탐지 할 수 있는 위치에 온도 센서를 설치하는 것이 관건이며, 이는 사전 분석을 통해 알 수 있다.

• Proceedings of the Korean Reliability Society Conference
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• 2006.05a
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• pp.32-39
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• 2006

전자 부품의 신뢰성 평가를 위해서 다양한 방법의 시험법이 사용된다. 전자 부품은 반복적인 작동과 휴식에 의한 열피로를 받게 된다. 이에 대한 신뢰성 평가를 위해 오래전부터 다양한 시험 규격이 만들어지고, 그에 따라 열챔버를 이용한 챔버 사이클링 시험이 수행되고 있다. 하지만, 최근에는 이러한 시험 규격들에 대한 문제가 지적되고 있으며, 또한 챔버 사이클링을 이용한 가속 실험의 경우 실제 작동환경을 완벽히 묘사하지 못하며, 가속할 수 있는 정도가 제한되고 있다. 본 연구에서는 파워 사이클링 시험을 묘사하는 시험 방법을 제안하고, 그를 이용하여 BGA 패키지의 솔더 조인트에 대한 열피로 시험을 수행하였다. 본 연구에서 제안된 파워 사이클링 시험기는 실제 작동 환경과 유사한 온도 구배를 패키지에 만들어 준다. 그리고 패키지에 열전도를 이용하여 열을 공급함으로써, 대류를 통해 열을 공급하는 챔버 사이클링 시험에 비해 빠르게 가열 및 냉각이 가능하다. 파워사이클링 테스트 방법을 이용하여 다양한 온도 조건에 대해 열피로 수행하여 솔더 조인트의 열피로 특성을 평가하였다.

• The Journal of Korean Institute of Communications and Information Sciences
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• v.25 no.7B
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• pp.1253-1259
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• 2000

적합성 시험은 프로토콜 구현물인 IUT(Implementation Under Test)가 프로토콜 규격과 일치하는지를 검증하는 것으로, 이 적합성 시험의 질은 생성된 시험열에 의존한다. 기존에는 시험열 생성이 수작업으로 이루어지기 때문에 오류의 가능성을 내포한다. 본 논문에서는 자동화된 툴(tool)인 Design/CPN을 이용하여 SDL(Specification and Description Language)로 기술된 프로토콜의 시험열을 생성한다. SDL로 기술된 프로토콜을 자료흐름을 고려한 CPN(Colored Petri Nets)으로 변환 후 Design/CPN에 입력하여 자동 생성된 OG(Occurrence Graph)와 디스크립터 (descriptor)로부터 시험열을 생성함으로써, 기존의 시험열 생성 방법에 비해 오류 가능성을 줄일 수 있으며, 자료 흐름이 고려된 시험열을 얻을 수 있다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.11
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• pp.106-114
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• 2005

This study addresses space simulation test results and thermal modelling verification of HAUSAT-2 nanosatellite STM (Structural-Thermal Model). The thermal modelling of the HAUSAT-2 has been modified in accordance with test results. Thermal analysis results were repeatedly compared with test results for modified thermal modelling. It is verified that the analysis results for modified thermal modelling agree well with test results. Some surface heaters were implemented to simulate solar illumination for HAUSAT-2 Thermal Vacuum/Balance Test. A low-cost and effective thermal test methodology, which is applicable to ultra-small satellite system, was proposed and verified by test results in this study.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2012.02a
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• pp.116-116
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• 2012

위성의 발사, 천이궤도, 운영궤도 등에서 위성체에 주어지는 극한 온도와 진공상태에서 위성체와 열제어시스템이 요구 조건을 만족시키는가를 확인하기 위하여 열진공시험을 수행한다. 우주에서 일어나는 환경변화는 극도로 심해서 지상에서 이와 유사한 열적 환경을 모사하는 방법은 쉽지가 않고, 일반적으로 위성체에 대한 열진공/평형 시험을 위해서는 열유속 흡수법과 열유속 투사법의 두 가지 방법을 사용한다. 한국항공우주연구원에서는 종래 접촉식 히터를 위성체에 직접 부착하는 방법에서 탈피하여 새로이 IR Lamp를 이용한 열유속 흡수법을 이용하여 위성체에 계산된 열유속을 인가하는 방법으로 위성체 열진공/평형시험을 수행하였으며, IR Lamp는 요구되는 100W~400W 사이의 열량을 오차 범위 5% 이내로 인가하여 균일한 온도 분포를 유지하고 성공적인 시험을 수행하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.2
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• pp.156-164
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• 2016

Qualification model(QM) of main payloads including concentrating photovoltaic system using fresnel lens, heating wire cutting type shockless holding and release mechanism, and MEMS-based solid propellant thruster have been developed for the STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project), which is a pico-class satellite for verification of core space technologies. In this study, we have verified structural safety and functionality of the developed payloads under a qualification temperature range through the QM thermal vacuum test. Additionally, a reliability of thermal model of the payloads has been confirmed by performing a thermal correlation based on the thermal balance test results.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.5
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• pp.466-473
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• 2011

The purpose of satellite thermal control design is to maintain all the elements of a spacecraft system within their temperature limits for all mission phases. The thermal analysis model for Low Earth Orbit satellite payload level simulation is established by considering thermal vacuum test environment condition, thermal vacuum chamber configuration, and satellite's payload inner thermal environment. The established thermal analysis model is used to determine thermal vacuum test conditions and test case requirements.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2013.08a
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• pp.103.2-103.2
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• 2013

위성체는 우주공간의 고진공 상태와 태양 복사열에 의한 고온 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 인해 주요 부품의 기능장애가 초래되므로 발사전 지상에서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 우수한 성능의 위성체 부품의 검증을 위해서 열환경 시험 요구에 따라 균일한 복사열이 매우 중요하나, 시험 조건을 비롯하여 여러 원인으로 인하여 열전달의 불균일성이 발생하게 된다. 이로 인해 시스템에 큰 영향을 미칠 수 있으므로, 시험 조건에 의한 열전달량을 고려하여 적절한 히터파워를 선정하고 챔버 내에 적절한 방열판과 챔버 슈라우드의 열교환이 간섭이 없도록 장비를 운용해야 한다. 본 연구에서는 상용프로그램인 FLUENT를 이용하여 열진공 챔버 내부 벽면의 불균일한 복사열에 따른 비정상 열전달 특성에 대하여 수치해석을 수행한 뒤 시편의 온도 분포 및 열전달 특성에 대해 비교분석하였다.