• 한국재료학회지
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• 제7권10호
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• pp.838-844
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• 1997

폴리아크릴로나트릴(PAN)계 탄소섬유 및 안정화 PAN섬유를 사용하여 제조한 페놀수지 복합재료의 열주기 산화저항성에 섬유표면의 인산코팅 유.무가 미치는 영향을 조사하였다. 각 복합재료의 열주기 산화저항성은 열중량분석기의 원리를 응용하여, 공기중에서 hot zone과 cold zone을 주기적으로 반복이동하는 열충격조건에 노출되면서 초래되는 복합재료의 중량변화를 측정하여 비교하였다. 시험변수로는 hot zone에 노출된 온도, 시간 및 싸이클횟수를 선정하였다. 이 시험방법은 비교적 단순하며, 작은 크기의 시편으로도 가능하고, 중량변화가 온-라인 모니터에서 직접 감지되므로 데이타의 신뢰성이 \ulcorner다. 각 시험조건에서 인산코팅한 섬유를 사용한 복합재료가 그렇지 않은 재료보다 고온에서의 높은 산화저항성 때문에 우수한 열주기저항성을 보여 주었다. 또한 인산코팅의 존재 여부가 열주기시험 후의 탄소섬유-페놀수지 및 안정화 PAN섬유-페놀수지 복합재료의 미세구조에 미치는 영향을 조사하였다.

• 항공우주기술
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• 제2권2호
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• pp.58-65
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• 2003

소형위성인 다목적실용위성 아리랑1호(KOMPSAT-1)의 PFM (Proto-Flight Model)에 대한 시스템/서브시스템 기능시험 및 열주기시험을 Storage Plan에 의거하여 한국항공우주연구원 우주시험동 하이베이에서 기능시험팀에 의해 수행하여 장기간 저장에 의한 위성 부분품들의 성능이 감쇠됨 없이 양호함을 확인하였다. 본 서에서는 시험항목, 시험방법, 시험절차 및 시험결과를 정리하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.50.1-50.1
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• 2009

광학탑재체 열제어 시스템(Cooling Unit)은 광학카메라가 우주환경 하에서 작동시 영상검출기(FPA)에서 발생하는 열을 효과적으로 발열하여 영상검출기의 온도를 최적으로 제어하는 시스템이다. 영상검출기(FPA)의 1회 orbit은 100분이며, 예열기간(Preheating) 최대 10분 동안 147W를 발열하고, 촬영기간(Imaging) 10분 동안 147W를 발열하여 1회 orbit 평균 32.6W를 발열하고, Parasitic heat load 15W를 고려하면 1회 orbit당 평균 총 50W를 발열 한다. 열제어 시스템은 50W를 효과적으로 발열하여 영상검출기의 온도를 $14^{\circ}C{\sim}26^{\circ}C$로 제어한다. 열제어 시스템은 Buffer Mass, Heat Pipe, Radiator로 구성된다. 열제에 시스템의 성능규격은 열주기시험, 열진공하 열전도시험 및 진동시험을 통하여 검증한다. 이 논문에서는 국내 기술로 개발되는 우주용 카메라 열제어 장치의 설계 및 해석, 제작현황 등을 소개하고자 한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권4호
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• pp.70-80
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• 2024

본 연구에서는 인공위성 구성품 개발에 사용되는 열환경시험의 목적, 태동 및 역사에 관해 살펴본다. 개발모델에 따라 달라지는 온도마진, 주기 수 등 열진공시험, 열주기시험과 관련된 변수를 정확하게 이해하고 NASA, ESA, MIL 규격 등에 기술된 규격을 분석한다. 또한 최근 큐브위성과 초소형위성에 대한 관심이 고조됨에 따라, 인공위성 개발사업의 예산과 기간에 맞는 테일러링에 대한 연구동향을 파악하고자 한다.

• 마이크로전자및패키징학회지
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• 제15권2호
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• pp.37-45
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• 2008

본 논문에서는 유기 기판 위에 $100{\mu}m$ 피치를 갖는 플립칩 구조인 Cu(60 um)/SnAg(20 um) 더블 범프 플립칩 어셈블리를 구현하여 이의 리플로우, 고온 유지 신뢰성, 열주기 신뢰성, Electromigration 신뢰성을 평가하였다. 먼저, 리플로우의 경우 횟수와 온도에 상관없이 범프 접속 저항의 변화는 거의 나타나지 않음을 알 수 있었다. 125도 고온 유지 시험에서는 2000시간까지 접속 저항 변화가 관찰되지 않았던 반면, 150도에서는 Kirkendall void의 형성으로 인한 접속 저항의 증가가 관찰되었다 또한 Electromigration 시험에서는 600시간까지 불량이 발생하지 않았는데 이는 Al금속 배선에서 유발되는 높은 전류 밀도가 Cu 칼럼의 높은 두께로 인해 솔더 영역에서는 낮아지기 때문으로 해석되었다. 열주기 시험의 경우, 400 cycle 이후부터 접속 저항의 증가가 발견되었으며, 이는 열주기 시험 동안 실리콘 칩과 Cu 칼럼 사이에 작용하는 압축 변형에 의해 그 사이에 있는 Al 및 Ti 층이 바깥쪽으로 밀려나감으로 인해 발생하는 것으로 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.114-121
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• 2004

정지궤도 통신위성 원격측정명령처리기의 기술인증모델 개발을 위하여 기술모델의 열 설계변경 및 해석을 수행하였다. 보드레벨의 소모전력량 측정치와 열주기시험의 결과를 활용하여 기술모텔에 대한 열해석모델을 개발하였다. 발열소자의 열소산 모델링은 인쇄회로기판에 투영된 소자의 footprint를 생성하고 그 표면의 전 영역에 균일하게 열소산량을 가하였다. 열설계변경(안)에 따라 설계변경 후 기술인증수준의 열진공환경에서 소자온도를 예측한 결과, CTU의 모든 소자들의 접합온도는 허용온도 이내로 존재하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.167.2-167.2
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• 2012

경희대학교와 UC Berkeley, Imperial College London에서 공동으로 진행하는 TRIO-CINEMA Mission(TRiplet Ionosphere Observatory-Cubesat for Ion, Neutral, Electron and MAgnetic fields)은 총 3기의 초소형 위성으로 구성되어 있다. 3기의 위성은 고도 650~800km 상공의 태양동주기 궤도운동을 예상하고 있으며, 지구 근접공간의 입자 검출과 자기장 측정의 과학 임무를 맡게 된다. TRIO-CINEMA 비행 모델(Flight Model)의 환경시험은 진동시험과 열진공시험으로 진행되었다. 진동시험은 X, Y, Z 세 축에 대해 Sine 과 Random 모드로 진행되었다. TRIO-CINEMA가 탑재 될 러시아의 드네프르 로켓의 요구사항은 각 축에서 20Hz 이상의 고유진동수, Sine의 경우 최대 0.8G와 4oct/min Sweep Rate, Random의 경우 5.2Grms 와 35초의 지속시간에서의 안정성을 만족하는 것이다. 시험 결과 TRIO-CINEMA가 요구사항을 모두 만족시키는 것을 확인하였다. 또한, 열 주기 시험(Thermal Cycling Test)을 진행하여 우주공간에서 위성 시스템이 정상 동작하는지에 대한 신뢰성을 검증하였다. 열주기 시험은 미국 MIL표준 값을 참고하여 $10^{-6}Torr$에서 $-20{\sim}30^{\circ}C$의 온도를 주었으며, 시험을 진행하는 동안과 시험 후에 위성이 정상작동 함을 확인하였다. 이에 본 연구의 시험 방법과 그 결과를 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권11호
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• pp.915-920
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• 2013

인공위성 내부 유닛들이 위성에 실장 되기 위해서는 각 위성 프로그램에서 요구하는 다양한 환경시험을 반드시 통과해야 한다. 최근 타 분야의 기술이 우주분야로 이전되면서 다양한 인공위성 탑재체들이 개발되고 있다. 하지만, 타분야 개발자의 경우 우주개발에 대한 경험 및 이해부족으로 발사 및 우주환경시험을 수행함에 있어 다양한 문제점을 접하게 된다. 본 기술논문에 위성개발 각 단계에서 수행되는 열시험의 개념을 서술하여 우주분야 기술개발을 처음으로 수행하는 개발자가 열시험을 준비하는데 실제적인 도움을 주고자 한다.

• 한국재료학회지
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• 제10권3호
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• pp.184-190
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• 2000

비전도성 충진재를 포함한 개선된 이방성 전도 접착제의 열적/기계적 특성과 이를 이용한 유기 기판용 플립 칩의 신뢰성에 미치는 충진재 양의 영향을 고찰하였다. 비전도성 충진재 양이 다른 개선된 이방성 접착제의 특성을 살펴보기 위해 differential scanning calorimeter (DSC), thermo-gravimetric analyzer (TGA), dynamic mechanical analyzer (DMA), thermo-mechanical analyzer (TMA)을 사용하였다. 비전도성 충진재의 양이 증가함에 따라 열팽창계수는 감소하였고, 상온에서의 storage modulus는 증가하였다. 추가로, 충진재의 양이 증가하면 DSC에 의한 유리전이온도와 TMA에 의한 유리전이온도도 증가하였다. 그러나 TGA 거동은 거의 변화가 없었다. 이방성 전도 접착제를 사용한 유기 기판 플립 칩의 신뢰성 테스트를 위해 열주기 시험, 고온고습 시험, 고온건조 시험을 수행하였는데, 주로 열주기 시험에서 이방서 전도 접착제의 열팽창계수의 영향이 컸다. 비전도성 충진재를 포함해서 낮은 열팽창계수와 높은 storage modulus를 갖는 이방성 전도 접착제에 의해 부착된 플립 칩의 신뢰성이 비전도성 충진재를 포함하지 않은 이방성 전도 접착제에 의한 플립 칩의 신뢰성보다 더 좋게 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권12호
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• pp.101-108
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• 2005

위성발사체용 GPS(Global Positioning System) 수신기는 위성발사체에 탑재되어 전 비행구간에 걸쳐 위치 및 속도를 정확하게 계산하고, 계산된 항법정보를 비행안전 분야에 활용할 수 있는 시스템이다. 본 논문에서는 -34$^{\circ}C$에서 +71$^{\circ}C$로 변화하는 온도 조건에서 GPS 수신기의 신호대잡음비, Fix 모드, 위치 및 속도 정확도, 가시위성 및 추적위성의 개수, PDOP 등의 성능을 분석한다.