• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2015년도 제49회 하계 정기학술대회 초록집
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• pp.69.1-69.1
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• 2015

우주환경은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어지는데, 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터는 계속해서 우주환경에 노출된다. 위성체가 이러한 가혹한 우주환경에 노출될 경우 주요부품에 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사 할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 우주환경모사장비라함은 우주환경의 주특징인 고진공상태와 극저온 및 고온 환경을 모사할 수 있는 지상장비를 말하며, 통상 열진공챔버라고 불린다. 한국항공우주연구원에서는 위성의 부품레벨에서부터 대형위성시스템의 열진공시험 수행을 위한 다양한 진공챔버를 보유하고 있으며, 그 직경이 0.7 m인 소형에서부터 직경 9 m, 길이 10 m급의 대형열진공챔버에 이른다. 대형 챔버의 경우 고기능화에 따라 대형화 되어 가는 위성의 국산화 개발을 위하여 순수 국내 기술로 제작된 우주환경모사용 챔버이다. 본 대형열진공챔버의 제작 및 유지 현황에 대해 논의한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.59-59
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• 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.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권1호
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• pp.36-43
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• 2020

위성 열 설계의 시작은 운용궤도의 열 환경 분석을 통한 최악의 운용 환경을 예측하는 것이다. 위성은 주어진 임무에 맞는 다양한 형태의 운용궤도를 가지기 때문에 노출되는 열 환경 또한 다르다. 따라서, 위성의 궤도조건을 고려한 외부 열 환경 분석이 필수이며, 이를 통해 선정된 위성의 최악의 조건에 대해 열적 안정성을 보장하는 설계를 수행하게 된다. 궤도 열 환경 분석을 위해서는 궤도역학은 물론 우주 열 환경과 위성체 사이의 열 교환 관계에 대한 이해가 필요하다. 이에 본 논문에서는 지구궤도 내 우주 열 환경에 관한 기초자료를 제공하고, 위성체에 유입되는 우주 열 유입량을 계산하는 열 관계식을 서술함으로써 궤도 열 환경 분석의 이해를 돕고자 하였다. 또한, 가상의 위성 예제를 통해 임무기간 중 궤도 열 환경을 분석하는 전반적인 과정을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권10호
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• pp.833-839
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• 2013

위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사 할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 위성체 및 위성체의 부품 성능을 검증하기 위해 사용되는 열진공 챔버는 진공용기, 진공시스템, 열제어 시스템 등으로 구성이 된다. 특히, 고온 및 극저온의 열환경을 모사하는 열제어 시스템이 열진공 챔버의 핵심이라고 할 수 있으며, 열제어 시스템의 성능은 극저온 블로워의 성능에 의해 결정된다. 본 논문에서는 극저온 블로워의 유동 해석과 블레이드의 구조해석을 통해 원심팬을 설계 하였으며, 구동부와 유체부의 열전달 방지를 위한 열장벽, 모터의 과열 방지를 위한 냉각 시스템 등이 설계되었으며, 이는 열해석을 통해 검증 되었다. 최종적으로 성능실험을 수행하여 극저온 블로워의 성능을 확인하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.95-95
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• 2003

점차 정밀화 및 대형화되고 있는 통신위성의 운영 우주환경은 고진공 환경이며 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어진다. 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터는 계속해서 우주환경에 노출되며 이러한 가혹한 우주환경에 의해서 위성체의 주요부품에 기능장애가 초래되기도 하고 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 즉 우주환경은 지상 환경과는 판이하게 다르기 때문에 지상에서는 제대로 작동하는 것으로 관찰되는 위성체가 우주환경에서는 예상하지 못한 기능장애를 보이기도 하고 이는 때때로 임무성공에 치명적인 영향을 미치기도 한다. 위와 같은 이유들로 인하여 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사 할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 본 논문에서는 정지궤도 위성과 같은 대형 위성체의 우주환경 모사에 필요한 대형 열진공 챔버의 설계에 필요한 요소들을 살펴보고자 한다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2013년도 제44회 동계 정기학술대회 초록집
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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.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.73-73
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• 2003

인공위성은 발사체에 실려 임무궤도에 도달하는 동안 여러 과정을 겪고 이에 따른 우주 열환경에 노출되게 된다. 본 연구에서는 발사체의 페어링(Fairing)이 열리고 이후 인공위성이 임무궤도에 도달하는 동안까지 인공위성에 대한 열해석을 수치적인 방법을 이용하지 않고 해석해를 이용하여 수행하였다. 일반적으로 발사시 인공위성에 대한 열해석은 수치모델을 개발하여야 하는 시간과 노력이 많이 드는 작업이다. 그러나 수치 모델이 완성되기 전에 주요 부품에 대한 극한 환경에서의 온도 예측이 필요한 경우가 있다. 본 연구는 해석 기법을 이용하여 주요 부품의 온도를 비교적 간단한 방법으로 예측하는 것이다. 이를 위하여 열관련 지배방정식에 여러 가정을 적용하여 지배방정식을 최대한 단순화시켰다. 그 결과, 최종적으로 1차 미분 방정식 형태의 단순화된 지배방정식을 얻게 되었다. 또한 본 연구에서는 여러가지 조건에 대한 연구가 시도하였다. 즉 고려하는 대상의 질량이 일정하게 유지 되는 경우와 일정한 비율로 질량이 감소하는 경우, 인공위성이 최악의 고온환경과 최악의 저온환경에 처한 경우, 그리고 시간에 대한 변수항 때문에 약간의 수치작업이 필요한 경우가 연구되었다. 본 연구에서 제안된 해석해 기법은 적절한 우주 열환경 조건과 결합하게 되면 발사과정에 대한 완전한 수치모델이 완성되기전에 위성체 부품에 대한 열적 안정성을 검토하는데 유용하게 이용될 수 있을 것이다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.103-108
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• 2004

우주환경은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어 진다. 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터 가혹한 우주환경에 노출되어 위성체의 주요부품에 기능장애가 발생하여 결국 임무의 실패로 이어지기도 한다. 따라서 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 한다. 한국항공우주연구원에서는 ∮3.6m×L3m 규모의 열진공챔버라 불리는 우주환경 모사장비를 보유ㆍ운용 중이나, 정지궤도 위성과 같은 대형 위성체의 시험을 위해 2005년 완공을 목표로 ∮8m×L10m급의 대형열진공챔버를 국산화 제작하고 있다. 통상 열진공챔버는 크게 진공계와 열제어계로 구분되어 질 수 있는데, 특히 열제어계에서 극저온 모사장치는 LN2를 쉬라우드 내부에 순환시킴으로서 -196℃의 극저온을 모사하는 시스템을 말한다. 본 논문에서는 국산화 대형열진공챔버의 열제어계에 적용할 극저온 모사장치의 개발 방안에 대하여 연구하였다.

• 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.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2013년도 제45회 하계 정기학술대회 초록집
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• pp.103.1-103.1
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• 2013

위성의 발사, 천이궤도, 운영궤도 등에서 위성체에 주어지는 극한 온도와 진공상태에서 위성체와 열 제어시스템이 요구 조건을 만족시키는가를 확인하기 위하여 열진공시험을 수행한다. 열진공시험은 기본적으로 고진공 환경 하에서 심우주의 극저온 온도 모사가 가능해야 한다. 현재 산업용으로 일반적으로 사용하고 있는 냉동기의 경우는 최저 $-70^{\circ}C$ 까지 도달 가능하므로 심우주모사에 적당하지 않아, 주로 액체질소 및 기체질소를 이용한 냉각장치를 사용하고 있다. 본 논문에서는 진공하에서 심우주의 극저온 및 고온의 열환경을 모사할 수 있는 방법 및 장치의 개념 설계에 대해 알아보고자 한다.