Recently, the energy has been used much more than ever, but there has been many problems including atmospheric pollution. So we need alternative energy resources, which are solar heat, solar light, wind power, small water power, etc. The field, which is most popular these days, is the energy source by solar light which transform electric energy using the solar cell and it is available with many researches. In this paper, we manufactured the solar power generation system over 90W using solar module which was 9.90V for Voc, 0.93 A for Isc, 8.64 V for Vmp, 0.75 A for Imp, 6.5 W for power. System was controlled by step motor with worm gear to operate optimum condition between $0^{\circ}{\sim}70^{\circ}$ angle. This system was very effective in tracking space use because it need less space than general solar module.
A satellite power system should generate and supply sufficient electric power to perform the satellite mission successfully during the satellite mission period, and it should be developed to be strong to the failure caused by the severe space environment. A satellite power system must have a high reliability with respect to failure. Since it cannot be repaired after launching, different from a ground system, the failures that may happen in space as well as the effect of the failures on the system should be considered in advance. However, it is difficult to use all the hardware to test the performance of the satellite power system to be developed in order to consider the failure mechanism of the electrical power system. Therefore, it is necessary to develop an accurate model for the main components of a power system and, based on that, to develop an accurate model for the entire power system. Through the power system modeling, the overall effect of failure on the main components of the power system can be considered and the protective design can be devised against the failure. In this study, to analyze the failure mode of the power system and the effects of the failure on the power system, we carried out modeling of the main power system components including the solar array regulator, and constituted the entire power system based on the modeling. Additionally, we investigated the effects of representative failures in the solar array regulator on the power system using the power system model.
극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성의 경우, 표준화된 위성의 크기로 인하여 위성의 전력생성을 목적으로 하는 태양전지판 장착을 위한 공간이 극히 제한적이며, 자세제어 적용 방식에 따라서는 태양전지판에 입사되는 태양광의 각도가 변화하고 이는 태양전지의 전력생성 양을 결정하는 주요 요인으로 작용한다. 본 논문에서는 극초소형 위성 적용을 목적으로 태양광과 태양전지판이 이루는 각도가 $0^{\circ}$인 조건에서도 태양전지판 외곽에 배치된 렌즈어레이를 통해 태양광을 효율적으로 조사하여 전력생성 효율 향상이 가능한 우주용 집광형 태양전력 시스템을 제안하였으며, 극초소형 위성으로의 적용 가능성 검토를 위해 상용 렌즈어레이를 적용한 기능시험을 통해 유효성을 입증하였다.
1968년 미국의 피터 글레이저 박사가 정지궤도에 위성을 띄워 태양 에너지를 직접 받아 전기로 변환하여 지구로 송전하는 거대한 태양광위성의 개념을 소개한 바 있다. 이에 대해 미국, 일본, 유럽 등에서는 우주태양광 발전을 미래의 새 에너지원으로 주목하여 활발한 기초 연구와 개념 설계 그리고 최근에는 본 사업의 실현을 위한 구체적인 방안까지 발표하고 있는 실정이다. 현재 우주태양광발전 기술은 계속 개발 중으로 미국과 일본에 서는 2030 년경에 실용화할 계획으로 있다. 본 논문에서는 그린에너지와 새 에너지원으로 주목받고 있는 우주 태양광발전에 대한 선진국의 기술 동향 및 국내의 추진 전략에 대하여 기술하였다.
The Ozone Dynamics Investigation Nano-Satellite (ODIN) is a CubeSat design proposed by Chungnam National University as contribution to the CubeSat Competition 2019 sponsored by the Korean Aerospace Research Institute (KARI). The main objectives of ODIN are (1) to observe the polar ozone column density (latitude range of 60° to 80° in both hemispheres) and (2) to investigate the chemical dynamics between stratospheric ozone and ozone depleting substances (ODSs) through spectroscopy of the terrestrial atmosphere. For the operation of ODIN, a highly efficient power system designed for the specific orbit is required. We present the conceptual structural design of ODIN and an analysis of power generation in a sun synchronous orbit (SSO) using two different configurations of 3U solar panels (a deployed model and a non-deployed model). The deployed solar panel model generates 189.7 W through one day which consists of 14 orbit cycles, while the non-deployed solar panel model generates 152.6 W. Both models generate enough power for ODIN and the calculation suggests that the deployed solar panel model can generate slightly more power than the non-deployed solar panel model in a single orbit cycle. We eventually selected the non-deployed solar panel model for our design because of its robustness against vibration during the launch sequence and the capability of stable power generation through a whole day cycle.
The Electric Power Subsystem (EPS) is one of the most critical systems on any satellite because nearly every subsystem requires power. This makes the choice of power systems the most important task facing satellite designers. The main purpose of the Satellite EPS is to provide continuous, regulated and conditioned power to all the satellite subsystems. It has to withstand radiation, thermal cycling and vacuums in hostile space environments, as well as subsystem degradation over time. The EPS power characteristics are determined by both the parameters of the system itself and by the satellite orbit. After satellite separation from the launch vehicle (LV) to its orbit, in almost all situations, the satellite subsystems (attitude determination and control, communication and onboard computer and data handling (OBC&DH)), take their needed power from a storage battery (SB) and solar arrays (SA) besides the consumed power in the EPS management device. At this point (separation point, detumbling mode), the satellite's angular motion is high and the orientation of the solar arrays, with respect to the Sun, will change in a non-uniform way, so the amount of power generated by the solar arrays will be affected. The objective of this research is to select satellite EPS component types, to estimate solar array illumination parameters and to determine the efficiency of solar arrays during both detumbling and normal operation modes.
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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제17권3호
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pp.401-408
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2016
During daylight, the solar array of low earth orbit satellites harvests electrical power to operate satellites. The power conversion of the solar array is carried out by control of the operation point using the solar array regulator when the solar array faces the sunlight. Thus, the design of the solar array should comply with not only the power requirement of satellite system but also the input voltage requirement of the solar array regulator. In this paper, the design requirements of the solar array for low earth orbit satellites are defined, and the means of satisfying these requirements are described. In addition, the architecture of a multi-distributed interface is suggested to maximize the power harvested from a solar array having high temperature deviation between each panel. The power analysis in this paper shows the optimal number of multi-distributed interfaces with a converter.
본 논문에서는 다목적실용위성 1호의 태양전지를 모델링하고 해석하였다. 태양전지판의 모델링은 적은 수의 데이터만을 갖고 있으므로 비선형 시스템을 모델링하는 데 적합한 누럴 알고리즘을 사용하였다. 모델링 결과는 다목적실용위성 1호의 태양전지 셀 데이터를 고려한 태양전지판의 해석과 시뮬레이션에 의해 그 특성을 증명하였다. 또한, 태양전지판의 특성 및 전력발생 특성은 모델링 결과를 사용하여 해석하였다
Spacecraft requires sufficient power in orbit to perform its mission. So as to comply with system requirements, the sufficient power should be made by a solar cell array by photovoltaic power conversion. A life time of space program depends on its mission considering parts reliability and parts grade. Based on the mission life time, power equipment might be designed to meet specifications. In outer space, solar cell array might generate the dc power by photovoltaic conversion effects and GaInP/GaAs/Ge solar cells are used in this study. Space programs that require more than five years should select parts for high reliability applications. Therefore, reliability analysis for high reliability applications should be performed to check its fulfilment of the requirements. This program should also require more five years for its mission and we performed its analysis using parts count method (PCM) for its reliability. Finally, we performed reliability analysis and obtained quantitative figures found out 99.9%. In this study, we presented the reliability analysis of the 300 W GaInP/GaAs/Ge solar cell array.
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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제17권4호
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pp.631-640
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2016
A dual-mode power management for a hybrid-electric UAV with a cruise power of 200W is proposed and empirically verified. The subject vehicle is a low-speed long-endurance UAV powered by a solar cell, a fuel cell, and a battery pack, which operate in the same voltage bounds. These power sources of different operational characteristics can be managed in two different methods: passive management and active management. This study proposes a new power management system named PMS2, which employs a bypass circuit to control the individual power sources. The PMS2 normally operates in active mode, and the bypass circuit converts the system into passive mode when necessary. The output characteristics of the hybrid system with the PMS2 are investigated under simulated failures in the power sources and the conversion of the power management methods. The investigation also provides quantitative comparisons of efficiencies of the system under the two distinct power management modes. In the case of the solar cell, the efficiency difference between the active and the passive management is shown to be 0.34% when the SOC of the battery is between 25-65%. However, if the SOC is out of this given range, i.e. when the SOC is at 90%, using active management displays an improved efficiency of 6.9%. In the case of the fuel cell, the efficiency of 55% is shown for both active and passive managements, indicating negligible differences.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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