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위성 데이터 전송용 2축 짐벌식 X-band 안테나 구동용 전장품 APD 열 해석
하헌우,강수진,김태홍,오현웅,Ha, Heon-Woo,Kang, Soo-Jin,Kim, Tae-Hong,Oh, Hyun-Ung 항공우주시스템공학회 2016 항공우주시스템공학회지 Vol.10 No.2
The thermal analysis of electronic equipment is required to predict the reliability of electronic equipment being loaded on a satellite. The transient heat transfer of electronic equipment that was developed recently has been generated using a large-scale integration circuit. If there is a transient heat transfer between EEE(Electric, Electronic and Electro mechanical) parts, it may lead to failure the satellite mission. In this study, we performed the thermal design and analysis for reliability of APD(Antenna Pointing Driver) electronics for activation of a spaceborne X-band 2-axis antenna. The EEE parts were designed using a thermal mathematical model without the thermal mitigation element. In addition, thermal analysis was performed based on the worst case for verifying the reliability of EEE parts. For the thermal analysis results, the thermal stability of electronic equipment has been demonstrated by satisfying the de-rating junction temperature.
MEMS 기반 고체 추력기의 마이크로 점화기를 이용한 궤도 열제어
하헌우(Heon-Woo Ha),강수진(Soo-Jin Kang),조문신(Mun-Shin Jo),오현웅(Hyun-Ung Oh) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.9
학문적 연구개발 목적으로 개발된 MEMS 기술 기반 고체 추력기는 큐브위성에 탑재되어 극한 우주환경에서의 궤도 운용 및 기술검증시험을 실시할 예정이다. 이를 위해서는 고체 추력기가 허용온도 범위 내에 유지되도록 하여 점화시간지연에 따른 점화실패 방지 및 저온에서의 추력기의 구조건전성 확보가 가능하도록 열 제어를 실시하여야 한다. 본 논문에서는 MEMS 고체 추력기의 저온에서의 허용온도 유지를 위해 일반적으로 적용되는 온도센서와 히터를 활용하지 않고 고체 추진제 점화용 마이크로 점화기를 온도제어를 위한 센서 및 히터로 활용하는 효율적 열 제어 방안을 제안하였으며, 궤도 열 해석을 통해 열 제어 방식의 유효성을 입증하였다. MEMS based solid propellant thruster researched for the purpose of an academic research will be verified at space environment through CubeSat program. For this, the temperature of the MEMS thruster should be within allowable operating temperature range by proper thermal control to prevent the ignition failure caused by ignition time delay and to guarantee the structural safety of the MEMS thruster in the low temperature. In this study, we proposed an effective thermal control strategy, that is to use micro-igniter as a heater and temperature sensor for active thermal control instead of using additional heater. The effectiveness of the strategy has been verified through on-orbit thermal analysis of CubeSats with MEMS thruster.
정전 구동형 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터의 광학 물성치 최적화 설계
하헌우(Heon-Woo Ha),강수진(Soo-Jin Kang),한성현(Sung-Hyeon Han),김태규(Tae-Gyu Kim),오현응(Hyun-Ung Oh) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.2
기존의 MEMS 기반 루버 및 셔터 개폐형 가변 방사율 라디에이터는 온도 조건에 따라 방사율이 가변되어 효율적인 열 제어가 가능하나 발사 환경에서의 기계적 구동부의 취약점과 변경된 방사율 유지를 위해 지속적인 전력 소모가 요구되는 단점을 갖는다. 본 연구에서 제안한 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터는 대전되는 비드를 사용하여 전극의 극성 변화에 따라 방사율 가변이 가능하기 때문에 상기의 문제점을 극복할 수 있다. 본 연구에서는 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터의 광학 물성치 최적화 설계를 수행하였으며, 고정 방사율 라디에이터와의 비교를 통해 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터의 유효성을 입증하였다. MEMS-based louver and shutter type conventional variable emissivity radiators change their emissivity properties in accordance with a temperature condition to achieve efficient thermal control performance. However, there are some drawbacks such as a structural safety of the mechanical moving parts under sever launch environment and constant power consumption to maintain the intended emissivity. In this study, to overcome above drawbacks, we proposed a MEMS-based variable emissivity radiator, which can change the emissivity property according to the polarity change of electrodes by using electric charge of the bead. The effectiveness of the optimized radiator design has been demonstrated through the comparison of efficiency with the fixed emissivity radiator.
큐브위성 STEP Cube Lab.의 임무 탑재체 인증모델의 열진공시험 및 열모델 보정을 통한 궤도 열해석
강수진(Soo-Jin Kang),하헌우(Heon-Woo Ha),한성현(Sung-Hyun Han),서정기(Joung-Ki Seo),오현웅(Hyun-Ung Oh) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.2
우주기반기술 검증용 극초소형 위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)의 주요 탑재체인 집광형 프레넬렌즈가 적용된 고효율 집광형 태양전력시스템, 열선 절단방식이 적용된 무충격 구속분리장치 그리고 MEMS 기반의 고체추력기에 대해 인증수준의 열진공 시험과 열평형 시험을 수행하였다. 이를 통해 열진공 환경 하의 인증수준의 시험온도규격에서 탑재체의 구조건전성 및 정상작동성을 검증하고, 열평형 시험 결과로부터 보다 신뢰성 높은 보정된 열해석 모델을 확립하였다. 본 논문에서는 주요 임무 탑재체의 인증수준의 열환경 시험에 대한 기능시험 결과 및 시험 결과로부터 수행된 열모델 보정과 최종 열모델의 궤도 열해석 결과에 대해 기술하였다. Qualification model(QM) of main payloads including concentrating photovoltaic system using fresnel lens, heating wire cutting type shockless holding and release mechanism, and MEMS-based solid propellant thruster have been developed for the STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project), which is a pico-class satellite for verification of core space technologies. In this study, we have verified structural safety and functionality of the developed payloads under a qualification temperature range through the QM thermal vacuum test. Additionally, a reliability of thermal model of the payloads has been confirmed by performing a thermal correlation based on the thermal balance test results.