• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2003.10a
• /
• pp.59-59
• /
• 2003

과학위성 1호는 고도 685 km 태양동기궤도에서 운용되는 소형인공위성으로 지구 그림자에 의한 주기적인 온도변화, 태양과 지구로부터의 자외선복사, 진공환경과 같은 가혹한 우주환경에서 정상적으로 임무를 수행해야 한다. 이러한 가혹한 우주환경에서 위성 각 시스템의 온도를 허용범위 내에서 조절하고 구조적인 열변형을 최소화하기 위하여 열제어 시스템이 필요하며, 위성개발과정에서 상세한 열설계 요구조건을 도출하고 반영하여 과학위성 1호의 열제어 시스템을 설계하였다. 열제어 시스템은 위성의 내\ulcorner외부에서 위성외부로부터의 열유입을 최소화하고 위성내부에서 발생한 열을 효과적으로 방출하는 역할을 한다. 열제어 시스템의 성능을 검증하기 위하여 다양한 임무와 궤도를 고려한 궤도열해석이 수행되었으며, 주기적인 온도변화와 진공환경을 모사하는 열진공시험을 통하여 예상되는 우주환경에서 위성 각 시스템의 정상동작 여부가 검증되었다. 본 연구는 과학위성 1호의 열설계 결과와 효과적인 열설계를 위한 궤도열해석 과정 그리고 위성 시스템의 신뢰성 검증을 위한 열진공시험결과를 다룬다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
• /
• 2013.08a
• /
• pp.120.1-120.1
• /
• 2013

우주 궤도환경은 $10^{-5}$ torr 이하의 고진공 및 $100^{\circ}C$의 고온과 $150^{\circ}C$이하의 극저온 환경으로 특징지어지며, 위성체 및 위성체 부품은 이와 같은 우주 궤도환경에서의 성능검증이 필수적이다. 지상에서 이와 같은 환경을 모사하기 위해서는 열진공챔버가 사용되며, 열진공 챔버는 진공배기계와 열제어 시스템으로 구성된다. 특히 위성체 또는 위성부품의 열환경을 모사하기 위해 기체 질소를 이용한 폐회로 열제어 시스템이 사용된다. 폐회로 열제어 시스템은 슈라우드, 극저온 블로워, 히터 등으로 구성이 된다. 열제어 시스템의 신뢰성을 높이기 위해서는 핵심 부품인 극저온 블로워의 이중화가 필요하다. 본 논문에서는 위성체 및 위성체 부품의 열진공 시험에 사용되는 열진공 챔버 열제어 시스템의 핵심인 극저온 블로워의 이중화를 위한 기구 설계 및 제어로직 설계 등이 포함되어 있다.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
• /
• v.5 no.1
• /
• pp.32-38
• /
• 2007

인공위성 열제어계는 위성의 운용기간 중에 열적 안정성 확보를 목적으로 열설계, 열해석, 필요 하드웨어 선정 및 지상검증시험, 발사후 운용지원을 수행하게 된다. 열제어계는 다른 위성 부분체와는 달리 시스템적인 성격을 가지고 있으며, 위성의 운용궤도 등에 따라서 개발 방향이 달라지게 된다. 특히 위성의 고성능화 및 열적안정성 요구조건의 증대로 인하여 열제어계의 역할이 더욱 커져가고 있다. 본 기술동향에서는 열제어계 설계요건, 적용 목적에 따른 기법, 향후 활용 기술 등의 관점에서 인공위성 열제어계의 개발 동향을 살펴보고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• v.13 no.2
• /
• pp.105-116
• /
• 1996

This study is based upon the thermal modeling, analysis and operational results of KITSAT-1 and KITSAT-2 microsatellites launched on August 11, 1992 and Septermber 26, 1993, respectively. As KITSAT-1/2 was designed to be launched as an auxiliary payload of ARIANE launcher, the constraints on volume, power consumption, and mass were required to adopt passive thermal control method controlling absorptivity, emissivity, and conductivities among adjacent modules. The main of KITSAT was to take Earth images using CCD cameras positioned at the bottom of spacecraft, in which the cameras were always pointing to the center of Earth. This study is concerned with orbital analysis, thermal modeling, simulation results, and its verification by utilizing in-orbit telemetry data of KITSAT-2. The results of telemetry analysis show that the thermal modeling is matched to actual temperature data within 10 degrees of error range in average.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2004.04a
• /
• pp.45-45
• /
• 2004

현재 개발 중인 저궤도 소형인공위성 발사체, KSLV (Korea Space Launch Vehicle)에 최초로 실리게 되는 ‘발사체 검증위성, KoDSat’ (KSLV Demonstration Satellite)은 발사과정 중에 위성체가 겪게 되는 진동 및 음향레벨 크기를 측정하여 지상국으로 전송하게 된다. 또한 위성체 내부에 설치한 카메라를 이용하여 발사체에서 분리되는 과정을 촬영하여 지상으로 동영상 데이터를 전송하게 된다. 열제어계의 목적은 어떠한 임무기간 동안에도 위성체의 모든 요소들이 각각의 허용 온도범위 내에서 유지되도록 하는데 있다. (중략)

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.10 no.2
• /
• pp.114-120
• /
• 2011

Thermal control of satellite is mainly based on passive ways, such as the radiator made of aluminum honeycomb core with aluminum skins and OSR (Optical Solar Reflector). Additionally, for the thermal control of high dissipation unit, the aluminum doubler and heat pipe are utilized. Recently, efforts to find advanced thermal materials have been carried out to enhance heat rejection capability without increasing satellite size, weight and cost. This paper handles the carbon composites have high thermal conductivity with light weigh and have been considered as future thermal control materials to replace aluminum based radiator and doubler. Thermal analysis of satellite panel using APG(Annealed Pyrolytic Graphite) and carbon-carbon composites were performed and temperature contours were compared with the conventional thermal control methods.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.43 no.9
• /
• pp.814-821
• /
• 2015

The STEP Cube Lab. classified as a pico-class satellite has been successfully developed as a flight model(FM) to be launched in 2015. Its mission objective is to perform the on-orbit verification of fundamental space core-technologies. In this study, a thermal design concept based on the passive method to achieve the mission objective is introduced. The effectiveness of the thermal design and performance of the satellite has been verified through the acceptance level thermal vacuum test. In addition, to improve the reliability of thermal mathematical model, correlation was performed using the results of thermal balance test. This paper describes a series of process for the thermal vacuum test on the STEP Cube Lab. FM.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.2 no.2
• /
• pp.89-95
• /
• 2003

In this study, the technical characteristics of geosynchronous multi-mission satellites are investigated, compared to communication satellites. Geosynchronous meteorological satellites, whose imaging data is normally shared with the international society, have large coverage for monitoring and data service. Also the higher pointing accuracy is requested to keep the spatial resolution of 1-4km, compared to those of communication satellites. Cryogenic thermal control is needed for the better performance of IR sensors and the contamination protection of optical parts should be considered. On the other hands, for the successful development of the multi-mission satellite COMS, which will be launched in 2008, the special features of attitude control, electrical power, thermal control and mechanism are investigated.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.10 no.2
• /
• pp.20-28
• /
• 2011

The electro-optical payload of a low-earth orbit satellite is thermally decoupled with the bus, which supports a payload for a mission operation. The payload has a cooling unit of FPA(Focal Plane Assembly) which has a thermal behavior increasing its temperature instantly during an operation in order to dissipate a waste heat into the space. The FPA cooling unit should include a radiator and heatpipes with a sufficient performance in worst hot condition, and a heater design to maintain its temperature above a minimum allowable temperature in the worst cold condition. In this paper, we analyzed the thermal requirements and the heater design constraints from the thermal analysis results for the current thermal design of the FPA cooling unit and the design elements of the better heater design were found.

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