• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.72-72
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• 2003

위성체 열설계의 기본 목적은 가혹한 우주 열환경 하에서 위성체를 보호하며, 위성이 임무를 보호하며, 위성이 임무를 수행하는 동안에 어떠한 우주 열환경 하에서도 모든 위성 부품이 허용되는 온도 내에서 작동하도록 하는 것이다. 발사시 열해석은 궤도상에서의 열해석과 달리 초기 조건인 발사시간을 기준으로 열해석을 수행하게 된다. 열해석에서는 위성체가 발사체에 탑재되기까지의 과정과 발사 후에 발사체와 분리되는 시점까지 고려하게 된다. 위성체의 형상은 태양전지판이 접혀있으며, 배터리만이 위성체에 전력을 공급하는 역할을 하게 된다. 발사시에 전력소비량을 감소시키는 유일한 방법은 히터소비량을 줄이는 것이며, 이 점에서 발사시 열해석이 중요해진다. 본 연구에서는 저궤도 위성 발사시에 최대 히터소비량을 예측하기 위하여 저온 조건을 가정하고 열모델을 작성하고 열해석을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권7호
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• pp.709-716
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• 2009

위성 궤도 자세는 위성 열설계에 영향을 주는 중요한 요소로서, 궤도 운용 자세에 대한 열적 조건을 정확히 파악하는 것을 필요로 한다. 본 연구에서는 저궤도 위성의 yaw motion의 운영 자세에 따른 우주 열환경의 변화와 열설계의 열적 영향을 검토하였다. 본 위성은 고정형의 태양 전지판을 가지고 있기 때문에 태양광 구간 동안에 태양지향(sun-pointing)자세를 유지하고, 위성에 장착되는 별센서인 별추적기의 가시 방향이 심층 우주방향을 향하도록 하기 위하여 위성의 길이 방향을 축으로 일정한 각속도로 회전을 하는 yaw motion을 하도록 운용된다. 이것은 위성이 정밀한 자세 제어의 성능을 발휘할 수 있도록 별추적기가 별의 시야각을 확보하기 위한 것이다. 또한 위성 열설계 측면에서는 이러한 운용을 위한 자세 변화에 따른 열적 영향을 파악하는 것을 필요로 한다. 연구에서는 위성의 열모델에 이러한 궤도 운용 자세를 반영한 후의 궤도 열해석을 통하여 이를 알아보고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권1호
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• pp.120-124
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• 2003

KAIST 인공위성연구센터에서는 우리별 1, 2, 3호의 개발에 이어 과학위성 1호를 개발하고 있다. 2003년에 발사 예정인 과학위성 1호는 현재 인증모델 단계의 개발 및 시험이 완료되었다. 본 인증모델 열진공 시험에서는 위성의 각 서브시스템이 예상되는 궤도 상의 온도보다 가혹한 조건에서 시험되었고, 열해석 모델의 검증 및 수정을 위한 열진공평형 시험도 수행되었다. 본 논문에서는 과학위성 1호의 인증모델 열진공 시험 과정 및 결과와 더불어 그 과정에서 알아낸 문제점 및 개선방안 등을 살펴보고, 또한 향후 유사한 소형위성 열진공 시험에 유용하게 쓰일 수 있는 고려 사항들을 검토한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권12호
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• pp.1216-1221
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• 2008

본 논문에서 고려된 저궤도 위성은 고정형 태양 전지판을 가지기 때문에 낮구간(daylight) 동안에 태양전지판이 태양지향(sun-pointing) 자세를 유지하고, 관측 임무 수행을 위해 태양 전지판 방향과 반대방향에 위치한 탑재체가 지구지향(nadir-pointing)이 되도록 자세를 변경한다. 이 때 낮기간의 대부분을 차지하는 태양지향 자세에서는 위성 패널(panel)로 입사하는 외부 열환경 요인이 지구 복사열과 알비도(Albedo)이기 때문에, 비교적 안정적인 열환경 조건을 가지고 있다. 이에 반하여, 관측 임무를 수행하는 궤도 10% 정도의 지구지향 자세에서는 위성의 열환경 조건에 가장 지배적인 영향을 주는 태양광이 위성 패널에 영향을 준다. 비록 위성이 비교적 짧은 시간 동안에 지구 지향의 자세를 유지하지만, 이러한 열한경 조건의 변화 때문에 위성의 열설계에서 지구지향의 임무 자세에 따른 열적 영향에 대한 검토가 필요하다. 본 연구에서는 열해석 모델에 관측 임무 구간 동안의 지구지향 자세를 반영한 열해석 결과를 통하여 그 영향을 알아보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.99-104
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• 2005

인공위성에서 구조체의 역할은 발사환경 및 궤도상의 모든 발생 가능한 환경에서 위성체를 안전하게 지지하는 것이다. 인공위성의 개발단계에서 구조 및 열 개발모델은 유한요소모델 보정 및 구조강도/특성 확인 등의 구조적인 특징과 열평형시험을 통한 열적 안정성의 확인을 그 목적으로 한다. 이때 얻어진 결과는 실제 비행모델의 개발 시 구조 및 열적 안정성 검증 등의 중요한 자료로써 활용된다. 본 논문에서는 고정밀 지구관측위성의 구조 및 열 개발모델에 대해 구조 관점에서의 설계/해석에 대해 기술하고 또한 모달 시험을 통한 시험결과와 유한요소해석과의 비교에 대해 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권11호
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• pp.95-105
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• 2005

우주시스템연구실에서는 2008년 발사 예정으로 나노위성인 HAUSAT-2를 개발하고 있다. HAUSAT-2 구조-열 모델(STM)은 구조 및 열적 설계마진을 검증하기 위하여 개발한 시스템 모델이다. HAUSAT-2의 구조-열 모델을 이용하여 인증 수준의 진동시험과 열진공/평형시험을 수행하였다. 본 논문에서는 구조-열 모델의 구조해석과 진동시험의 결과를 비교하였고 이를 통해 해석조건을 변경해 재해석을 수행하였다. 인증수준의 진동시험 결과 구조-열 모델은 구조적인 손상 없이 설계 강성 요구조건을 만족하는 것을 확인하였다. 또한 구조 조립을 통해 조립성과 인터페이스를 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권9호
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• pp.814-821
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• 2015

극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)은 우주기반 핵심기술들의 궤도검증을 주 임무로 2015년 발사를 위해 최종 비행모델의 개발을 완료하였다. 상기 임무를 위해 STEP Cube Lab.은 수동 열제어를 기반으로 최적화된 열제어 설계를 수행하였으며, 수락(acceptance) 수준의 열진공시험을 통해 위성 성능 및 열제어 설계의 검증을 완료하였다. 또한 열평형 시험을 통해 위성 열-수치 모델의 신뢰도 향상을 위한 보정 작업을 수행하였다. 본 논문에서는 STEP Cube Lab. FM의 열진공시험을 통한 일련의 검증 과정에 대해 서술하고자 한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.66-66
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• 2003

우주 공간이라는 극한 상황에서 운용되는 인공위성을 개발하기 위해서는 실제 제작 공간인 지상에서 가능한 모든 우주 공간에서의 위험을 예측하여 원하지 않는 재난을 방지할 수 있는 설계를 수행함이 요망된다. 위성의 기동 및 자세 제어에 사용되는 하이 드라진 추진시스템의 경우 예상되는 가장 큰 재난은 추진제의 동결로 인한 추진시스템의 작동 불능이다. 본 연구에서는 추진시스템의 안정적 작동을 위해 요구되는 추진제의 동결 방지를 위해 사용되는 히터 사양을 결정하며 이를 위해 위성 추진시스템의 열ㆍ수학적 모델을 개발한다. 개발된 열ㆍ수학적 모델의 타당성을 검증하기 위해 수치적으로 계산된 결과를 열진공 시험의 결과와 비교 연구한다 이론적 해석 모델과 열진공 시험조건 사이의 다소의 불일치성에도 불구하고 두 결과는 정성적으로 잘 부합된다. 따라서 본 연구를 통해 위성 추진시스템의 히터가 적절히 설계되었으며 개발된 열ㆍ수학적 모델은 인공위성 추진시스템의 주요한 설계 수단으로 사용될 수 있음을 검증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권8호
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• pp.842-847
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• 2010

본 연구는 인공위성 탑재품 열진공 시험시 적용된 열환경 조건, 탑재품 시험용 열진공 챔버의 형상, 위성체 내부의 열환경들을 고려하여 열진공 시험 과정을 모사하는 수치해석모델을 설계하여 열해석을 수행하였다. 피시험체인 탑재품과 열진공 챔버 구성요소의 시간에 따른 온도 변화를 보여주는 과도적(Transient) 해석 결과를 구할 수 있다. 열해석에 의한 성능향상 설계를 반영하여 업그레이드한 열진공 챔버를 이용한 탑재품 환경시험을 수행하였으며, 시험 결과와 열해석 결과에 대한 비교/검증을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권5호
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• pp.466-473
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• 2011

인공위성의 열제어는 인공위성이 운용궤도상에서 겪는 고진공, 극한의 온도변화 환경에서 위성 구성품의 온도변화를 허용한계 온도 범위 내에서 유지하는데 목적이 있다. 본 연구에서는 저궤도 관측위성(LEO)의 광학탑재체에 대한 열해석 과정으로 열진공 시험 조건, 열진공 챔버의 형상, 위성 탑재체 내부의 열적 환경을 고려하여 열해석 모델을 구성하고 궤도 조건에 따른 열해석을 수행하였다. 또한 광학탑재체의 지상 열진공 시험 조건에 따른 열해석 수행하여 열진공 시험을 위한 시험조건을 정립하였다.