• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.205.1-205.1
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• 2012

러시아 발사체 드네프르에 의해 발사될 과학기술위성 3호의 주탑재체 다목적적외선영상시스템, MIRIS (Multipurpose InfraRed Imaging System)는 한국천문연구원에서 주관하여 개발되었다. 그 구성 카메라인 EOC (Earth Observation Camera)는 한반도재난감시를 수행하고, SOC (Space Observation Camera)는 우리 은하 평면의 근적외선 서베이 관측을 통해 $360^{\circ}{\times}6^{\circ}$ Paschen-${\alpha}$ 방출선 지도를 작성하고 I, H 밴드 필터를 이용해서 황도 남북극에 대한 적외선우주배경복사를 관측한다. MIRIS 비행모델이 제작 완료되었고, 그 구성 기기인 SOC, EOC, 전장박스에 대한 최종 우주환경시험을 수행하였다. 과학기술위성 3호의 비행모델 우주환경시험은 진동시험과 열진공시험으로 이뤄지며, 그 시험 규격은 문서에 규정된 Acceptance Level로 수행된다. 충격시험은 공학인증모델을 통해 검증되었다. 열진공시험은 한국천문연구원에서 수행되었으며, 진동시험은 한국과학기술원 인공위성센터에서 수행되었다. 또한 전체 위성이 조립된 후 과학기술위성 3호의 열진공시험은 한국항공우주연구원에서 수행되었다. 이 발표에서는 MIRIS 비행모델에 대한 환경시험과정 및 결과를 보고하고, 과학기술위성이 전체적으로 조립된 후의 MIRIS 진동 및 열진공 시험 결과도 함께 논의한다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2007.02a
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• pp.54-54
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• 2007

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.172.2-172.2
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• 2012

위성은 발사 후 임무수행을 위하여 자세획득 및 자세결정이 필수적이다. 저궤도 위성에서 자이로센서는 별 센서와 함께 사용되거나, 별 추적기와 사용하여 자세의 변화량을 읽고 자세제어를 수행한다. 자이로센서는 크게 전력공급부와 각속도 측정부, 그리고 전자처리부 등으로 구성된다. 위성은 발사 전 조립시험 기간 동안 전자파, 진동, 열/진공 등의 환경시험 통하여 수차례의 성능 유무를 확인한다. 본고에서는 열진공시험 전과 후, 그리고 열진공시험 진행중에 측정한 결과를 통하여, 시스템적인 측면에서의 자이로센서 건강상태 및 성능을 분석하였다. 위성시스템 상태의 자이로 시험은 자이로센서가 가질 수 있는 조합에 따라 위성의 방향에 따른 지구각속도를 확인 및 관련 데이터를 분석하였다.

• 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.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2015.08a
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• pp.103.2-103.2
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• 2015

10-3 Pa 이하의 고진공 환경과 $180^{\circ}C$ 이하의 극저온 환경에서 대형정지궤도위성의 고온 열평형 환경구현을 위한 열제어패널이 설계되었다. 열제어패널은 가로 2.2 m, 세로 2.6 m, 두께 2 mm의 구리판에 구리 튜브가 브레이징되어 있는 형태로 설계되었으며, 지상에서 6 m 이상의 높이에 설치되고 위성의 위치에 따라 이동이 가능해야 하기 때문에, 별도의 지지 구조물이 함께 설계되었다. 따라서, 열제어패널 설치 및 고정을 위한 지지구조물의 경우 160 kg의 무게를 견뎌내야 하며 이동 및 설치에 있어 구조적인 안전성이 확보 되어야 한다. 이에 본 연구에서는 상용유한요소해석 프로그램을 사용하여 열평형시험 시 위성체 상단부의 고온 환경모사를 위한 열제어패널 지지구조물에 대한 구조 안전성을 확인 하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.12
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• pp.1232-1239
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• 2010

A high-resolution electro-optical camera (EOS-C Ver.3.0), the mission payload of an Earth observation satellite, is under development in Satrec Initiative. We designed this system to give improved thermal performance compared with the EOS-C Ver.2.0 which is the main payload of DubaiSat-1 by optimizing the active and passive thermal control design. We developed the Structural-Thermal Model (STM) and verified the design margin by performing the qualification level thermal vacuum test. We also conducted the verification of its Thermal Mathematical Model (TMM) through the thermal balance test. As a result, it was confirmed that TMM faithfully represents the thermal characteristics of the EOS-C Ver.3.0.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.620-621
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• 2010

Thermal models are made to verify the process that operate in space orbit. In this study, thermal analysis model correlation was performed to satisfy the criteria of correlation. Ground thermal vacuum test results are used for the correlation thermal model in the process of thermal model verification.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.2
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• pp.96-102
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• 2003

The thermal design of MGSE(Mechanical Ground Support Equipment) panel is performed for thermal vacum thest of Ka-band EQM(Engineering Qualification Model) payload of communications and broadcasting satellite. The thermal environments are predicted to evaluate the performance of transponder equipments in the thermal vacum chamber. SINDA is used to verify the thermal design of the heat pipe layout. Embedded 16 heat pipes in the EQM payload developed for Ka-band trasponder equipments are designded properly. The heat fluz loaded on the external facesheet is 265W/㎡ for the hot platear function test of the traspinder equipments, and the zero heat flux for the cold plateau case. The maxium predicted heat transport capability is 2723 W-cm.

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