• Journal of Energy Engineering
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• v.22 no.4
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• pp.327-332
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• 2013

일본 연구에서는 열충격 시험을 통한 태양전지의 파괴모드에 따른 전기적 특성을 분석하였다. 시편은 Photovoltaic Module을 만들기 전 3 line Ribbon을 Tabbing한 단결정 Solar Cell을 제작하였다. 열충격 시험 Test 1의 온도조건은 저온 $-40^{\circ}C$, 고온 $85^{\circ}C$, Test 2는 저온 $-40^{\circ}C$, 고온 $120^{\circ}C$에서 Ramping Time을 포함하여 각각 15분씩, 총 30분을 1사이클로 500사이클을 각각의 조건으로 수행하였다. 열충격 시험 후 Test 1에서는 4.0%의 효율 감소율과 1.5%의 Fill Factor 감소율을 확인하였으며, Test 2에서는 24.5%의 효율 감소율과 11.8%의 Fill Factor 감소율을 확인하였다. EL(Electroluminescence)촬영 및 단면을 분석한 결과, Test 1과 Test 2 시편 모두 Cell 표면 및 내부에서의 Crack이 발견되었다. 하지만, Test 2의 시험이 Test 1보다 가혹한 온도조건의 시험으로 인해 Test 1에서 나타나지 않았던, Cell 파괴를 Test 2에서 확인하였다. 결국, Test 1에서 효율의 직접적인 감소 원인은 Cell 내부에서의 Crack이며, Test 2에서는 Cell 내부에서의 Crack 및 Cell 파괴로 인한 Cell 자체의 성능저하로 효율이 크게 감소한다는 것을 본 실험을 통하여 규명하였다.

• Proceedings of the Korea Institute of Fire Science and Engineering Conference
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• 2009.04a
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• pp.557-563
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• 2009

FMVSS 302 수평 연소 시험법을 통과한 자동차 내장재의 열적 특성을 평가하기 위해서 콘칼로미터를 이용하여 시험을 수행하였다. 화재 위험과 관련된 착화시간(time to ignition), 열방출률(heat release rate), 질량감소율(specific mass loss rate), 감쇠계수(extinction coefficient) 그리고 연기요소(smoke factor)와 같은 여러 가지 요소들을 분석하였다. 최대 열방출률값은 시험편에 따라 232${\sim}$635kW/$m^2$으로 큰 편차를 보였으며, 연기요소 또한 99${\sim}$551MW/$m^2$로 큰 편차를 보였다. 보조매트의 최대 열방출률은 다른 시험편에 비해서 상대적으로 낮은 값을 보였지만, 총연기 발생이 다른 시험편에 비해서 상당히 높았다. 따라서 최대 열방출률과 총 연기발생을 함께 고려한 연기요소값은 상대적으로 다른 시험편에 비해서 높게 나타났다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.12
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• pp.1222-1228
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• 2008

A small satellite, DubaiSat-1 FM(Flight Model), which is based on SI-200 standard bus platform and scheduled to be launched in 2008, is being developed by Satrec Initiative and EIAST(Emirates Institution for Advanced Science and Technology). The TCS(Thermal Control Subsystem) of DubaiSat-1 FM has been designed to mainly utilize passive thermal control in order to minimize power consumption, but the active control method using heaters has been applied to some critical parts. Also, thermal analysis has been performed for DubaiSat-1's mission orbit using a thermal analysis model. The thermal design is modified and optimized to satisfy the design temperature requirements for all parts according to the analysis result. The thermal control performance of DubaiSat-1 FM is verified by thermal vacuum space simulation, consisting of thermal cycling and thermal balance test. Also, to validate the thermal modeling of DubaiSat-1 FM, comparison of test results with analysis has been performed and model calibration has been completed.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.12
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• pp.1028-1036
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• 2018

KARI plans to launch Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) to the Moon by December 2020 for the first step of the Korea Lunar Exploration Project. This orbiter will be launched to obtain lunar exploration technologies and science data in advance before launching a main orbiter and a lunar probe. This paper describes the verification of thermal design for the orbiter. It is exposed to more extreme thermal environment than that of low Earth orbit satellite due to the heavy infrared emission of the Moon. Accordingly, a thermal design considering this environment is needed to maintain the temperature of payloads and components equipped in the orbiter within operating temperature range in all orbits. We performed the thermal analysis for Earth-Moon transfer orbit, lunar mission orbit and lunar eclipse required for thermal design verification of the lunar orbiter. As a result, this thermal design met the design requirements.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 1999.07a
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• pp.45-45
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• 1999

한국원자력연구소에서 개발중인 KSTAR 중성입자입사 (NBI) 가열장치의 이온원을 시험하기 위한 진공 챔버 (높이 1.2m, 폭 1.2m, 길이 2.4m)의 수소 배기는 저온 흡착 펌프를 제작하여 이용할 계획이다. 흡착제는 활성탄으로 하고, 흡착제의 냉각은 20K 12W Cold Head를 이용한다. 이 흡착제가 부착된 무산소동판을 액체 질소로 냉각된 Chevron Baffle로 열차폐한다. 이 흡착제가 수소를 배기하기 위해서는 15K 이하로 냉각이 되어야 하므로, 이에 대한 열설계가 중요하다. 흡착판에 가해지는 열부하를 평가하고, 이 열부하에서 흡착판 온도가 15K 이하가 되도록 열설계를 수행하였다. 열부하 중 가장 큰 것은 Ghevron을 통해 들어오는 복사열로, Chevron의 복사율 및 난반사도에 따라 MOnte Calro 법 전산코드를 작성하여 복사열을 계산하였다. 크기 500mm x 400mm인 흡착판에 대한 시험 결과를 바탕으로 열설계에 대한 타당성 검증 및 크기 800mm x 1400mm인 흡착판에 대해 열설계 내용에 대해 발표한다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 1999.07a
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• pp.127-127
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• 1999

한국원자력연구소에서 개발중인 KSTAR 중성입자입사(NBI) 가열장치의 이온원을 시험하기 위한 진공챔버(높이 1.2m, 폭 1.2m, 길이 2.4m)의 수소 배기는 저온 흡착펌프를 제작하여 이용할 계획이다. 흡착제는 활성탄으로 하고, 흡착제의 냉각은 20K 12W Cold Head를 이용한다. 이 흡착제가 부착된 무산소동판을 액체 질소로 냉각된 Chevron Baffle로 열차폐한다. 이 흡착제가 수소를 배기하기 위해서는 15K 이하로 냉각이 되어야 하므로, 이에 대한 열설계가 중요하다. 흡착판에 가해지는 열부하를 평가하고, 이 열부하에서 흡착판 온도가 15K 이하가 되도록 열설계를 수행하였다. 열부하 중 가장 큰 것은 Chevron을 통해 들어오는 복사열로 Chevron의 복사율 및 난반사도에 따라 Monter Carlo법 전산 코드를 작성하여 복사열을 계산하였다. 크기 500mmx400mm인 흡착판에 대한 시험 결과를 바탕으로 열설계에 대한 타당성 검증 및 크기 800mmx1400mm인 흡착판에 대해 열설계 내용에 대해 발표한다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2010.11a
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• pp.123.2-123.2
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• 2010

본 논문에서는 2008년 4월 이후 지열원 열펌프가 설치되어지는 현장에 시험공의 지중열전도도를 현장열응답법을 이용하여 측정하였으며, 그간에 측정된 지중열전도도를 이용하여 전국의 지중온도 및 지중열전도도의 산포도를 정리하였다. 지중열교환기의 심도가 150m일 때 지중온도 분포는 약 $12.0{\sim}19^{\circ}C$의 넓은 분포를 보였으나 대부분의 지중온도가 $15.0{\sim}17.0^{\circ}C$의 범위에 분포하였으며, 지중열전도도의 경우도 마찬가지로 1.50 ~ 9.00 W/mk 값으로 아주 넓은 분포를 보였으나 2.30 ~ 2.90W/mk 값이 가장 많이 나타냈다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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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.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.2
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• pp.58-65
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• 2003

KARI Electrical Test Team performed the SOH (State Of Health) test and Thermal Cycling test for small satellite of KOMPSAT-1 PFM at KARI SITC Highbay as per Storage plan every year, and verified that the system/subsystem units function installed on PFM were good without significant degradation causing from long-term storage. This paper describes the test items, test method, test procedure and selected test result data.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2013.02a
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• pp.147-147
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• 2013

인공위성이 임무를 수행하는 우주공간은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로, 위성체는 이러한 가혹한 우주환경의 영향으로 인해 주요부품의 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 10E-06 torr 이하의 고진공과 $-180^{\circ}C$의 극저온 환경으로 일컬어지는 우주환경을 지상에서 모사하여 위성체의 안정성 및 신뢰성을 시험하기 위해서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 한국항공우주연구원에서는 인공위성의 탑재체인 광학카메라의 국산화 개발을 위하여 우주공간의 고진공과 극저온 상태를 모사할 수 있는 ${\varphi}4m{\times}L10m$ 규모의 광학탑재체 전용 열진 공챔버를 국산화 개발하여 사용하고 있다. 탑재체 진공시험은 진공환경의 조성과 함께 외부진동을 완벽하게 차단하는 것이 매우 중요하다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 보유한 광학탐재체용 진공챔버에서 진공 유지와 진동 차단을 동시에 수행하고 있는 방법에 대해 살펴보고자 한다.