인공위성 열진공시험 준비를 위한 사전 열해석

이장준,현범석,유명종 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

인공위성의 열진공 시험을 수행하기 전에 사전 열해석을 수행하는 것은 여러 측면에서 의미가 있다. 먼저 열진공 시험에 대한 사전 열해석을 수행함으로써 열진공 시험 전체와 각 구간별 소요시간에 대한 예측이 가능하며, 이것은 비용감소 효과를 지닌다. 또한 사전 열해석은 열진공 시험의 각 구간별 외부열원의 용량을 사전에 결정하도록 하여 적절한 시험 준비를 수행할 수 있게 해주고, 열진공 시험 후에 진행될 열해석 모델의 보정작업 기간을 단축시켜 인공위성 개발기간의 단축에 기여한다. 마지막으로 사전열해석은 열진공시험 기간 중 인공위성의 안전에 대한 신뢰도를 향상시킨다. 본 연구에서는 저궤도 인공위성의 열해석 모델을 수립하여 열진공 시험에 대한 사전 열해석을 수행하고 실제 열진공 시험 이전에 각 구간별 외부 열유입량을 사전에 결정하여 열진공 시험의 준비를 수행하였다. Performance of pre-thermal analysis for satellite thermal vacuum test has important meanings in some aspects. First the pre-thermal analysis can predict the duration time for entire thermal vacuum test and each phases, and it leads to cost reduction. In addition, external heating source at each phase could be determined by the thermal analysis, it could provide proper preparation of test and reduce the schedule of satellite development by shortening the thermal math model correlation process. Finally pre-thermal analysis improves the safety of satellite during thermal vacuum test. In this study, thermal math model of low earth orbit satellite was established and pre-thermal analysis has been performed and preparation of thermal vacuum test was performed by determination of external heat source at each phase.

열진공 시험을 통한 인공위성 복합재질 구조물의 열설계/열해석 파라미터 산출 방법

이장준(Lee, Jang-Joon),한국일(Han, Kuk-Il),김동건(Kim, Dong-Geon),최준혁(Choi, Jun-Hyuk),김태국(Kim, Tae-Kuk) 한국항공우주연구원 2016 항공우주산업기술동향 Vol.14 No.1

CFRP 혼합 구조물은 무게 대비 뛰어난 강성과 치수안정성으로 인공위성 구조물에 매력적이지만, 특정방향에 대한 열전도율이 낮아 열설계/열해석 측면에서 어려움이 발생한다. 이 점을 감안하여 CFRP 혼합 구조물 위성의 열설계/열해석을 올바르게 수행하기 위해서는 CFRP 혼합 구조물에 대한 정확한 열설계/열해석 파라미터 값이 필요하다. 본 연구에서는 CFRP 혼합 구조물의 열설계/열해석 파라미터 확보를 위한 열진공 시험방법을 보였고, 또한 시험 데이터와 열해석 모델간의 비교방법을 통한 열설계/열해석 파라미터 산출 방법을 제시하였으며, 그 결과로 신뢰할만한 값을 획득하였다. The CFRP composite structure attracts attention as satellite structure since it has advantages of superior rigidity and dimension stability compared to its weight. However its low thermal conductivity at specific direction leads to difficulties for thermal design/analysis. In view of the fact, accurate thermal design/analysis parameters of CFRP composite structure are needed for satellite thermal design and analysis correctly. In this study the way of test in thermal vacuum chamber of CFRP composite structures for acquisition of thermal design/analysis parameters is shown, method for calculation of the thermal design/analysis parameters of CFRP composite structures by comparison between test result and thermal analysis model is suggested, and a reliable values are obtained in the results.

멀티 탑재체를 가진 6 U 초소형위성의 열설계 검증을 위한 궤도 열해석

김지석(Ji-Seok Kim),김희경(Hui-Kyung Kim),김민기(Min-Ki Kim),김해동(Hae-Dong Kim) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.6

본 연구에서는 다수의 우주 환경 관측용 탑재체를 장착한 6U급 초소형위성에 대한 열모델을 구축하여 이를 기반으로 수행된 열설계에 대해 기술하였으며, 궤도 열해석을 통해 적용된 열설계의 유효성을 입증하였다. 초소형위성의 특성을 고려하여 표면 처리 및 절연체, 열전도체 등의 수동 열제어 기법 위주로 열설계를 진행하였지만, 배터리 및 추력기 등과 같이 작동 온도의 범위가 좁고 궤도 열환경에 직접적으로 노출되는 부품들에 대해서는 능동 열제어 기법 중 하나인 히터를 적용하였다. 궤도 열해석 조건은 기본적으로 위성의 궤도 조건을 바탕으로 하며, 임무 시나리오에 따른 발열량 및 위성의 자세에 따라 임무 모드, 초기 운용 모드, 비상운용 모드, 편대 비행 모드로 분류하여 궤도 열해석을 수행하였다. 각 모드 별 해석 결과를 통해 모든 부품들이 작동 온도 조건을 만족하는 것을 확인하였고, 비상운용 모드의 해석 결과를 통해 배터리 및 추력기의 히터 용량과 작동 주기를 산출하였다. In this study, we built a thermal model for SNIPE 6U nano-satellite which has scientific mission for measuring science data in near Earth space environment and described thermal design based on the thermal model. And the validity of the thermal design was verified through the on-orbit thermal analysis. The thermal design was carried out mainly on the passive thermal control techniques such as surface finishes, insulators, and thermal conductors in consideration of the characteristics of the nano-satellite. However, the components with narrow operating temperature range and directly exposed to the orbital thermal environments, such as a battery and thrusters, are accomodated with heaters to satisfy the temperature requirements. On-orbit thermal analysis conditions are based on the basic orbital conditions of the satellite, and thermal analysis was performed for Normal mode, Launch & Early Orbit Phase (LEOP), Safehold mode, and Maneuver mode which are classified by the power consumption and the attitude of the satellite according to the mission scenario. The analysis results for each mode confirmed that every component satisfies the temperature requirement. In addition, the heater capacity and duty cycle of the battery and thruster were calculated through the analysis results of the Safehold mode.

포장시 열영향 해석을 위한 등가열원의 적용성

이완훈(Lee Wan-Hoon),유병찬(Yoo Byoung-Chan),정흥진(Chung Heung-Jin) 대한토목학회 2008 대한토목학회논문집 A Vol.28 No.3A

강바닥판 포장에 사용되는 특수아스팔트 중의 하나인 구스아스팔트는 240℃이상의 고온 상태에서 포설되기 때문에 시공중인 교량에 예상하지 못한 높은 온도와 이에 따른 열변형 및 열응력을 발생시킬 수 있다. 본 연구에서는 고온의 아스팔트 시공이 강바닥판에 미치는 열영향을 평가하고 이를 최소화하는 최적 포장공정을 찾기 위한 수치해석기법으로 등가열원을 이용한 열응력해석 기법을 제시하였다. 등가열원은 포장체 포설시의 열영향을 강상판 내부에서 발생하는 등가의 가상열원이다. 이를 이용하여 일반적인 구조해석 프로그램에서 구현하기 어려운 포장체의 포설에 의한 열전도, 열대류 등을 쉽게 모사할 수 있다. 포장 시공중 지점의 들림을 고려한 강상판 해석 및 다양한 포설 공정을 적용한 곡선교량해석을 통하여 등가열원방법의 적용성을 검토하였다. Because of relatively high temperature, over 240℃, of asphalt for steel deck bridge during pavement procedure, the temperature of deck could rise over l00℃ and undesirable excessive displacement and thermal stress could occur. In this study, in order to estimate the thermal effect of pavement process and to find the optimal pavement process, a new thermal analysis technique with Equivalent Heat Source (EHS) is proposed and its applicability to the practical pavement of steel bridge is studied. EHS is developed to simulate the high temperature pavement materials and its thermal effect such as conduction and convection which cannot be explain easily in general structural analysis program for bridge design. To verify the applicability of new analysis technique with EHS, thermal analyses of steel deck bridge with uplift and curved bridge with various pavement procedures are presented.

리츠 법을 이용한 열방어 시스템 패널의 열 좌굴 특성 연구

이희수,김용하,박정선 항공우주시스템공학회 2019 항공우주시스템공학회지 Vol.13 No.1

초고속 비행체는 발사 및 재진입 시 공력 가열에 의해 높은 열 하중을 받는다. 초고속 비행체의 외피 구조물인 열방어 시스템 패널은 기계적으로 구속되어 있기 때문에 고온 가열 시 열 좌굴이 발생할 수도 있다. 이는 초고속 비행체의 유동장에 변화를 주어 공력특성을 불안정하게 한다. 따라서 열방어 시스템 패널은 초고속 비행에 의한 공력가열 시 비행안정성을 유지하기 위해 열 좌굴을 방지하도록 설계되어야 한다. 본 논문에서는 운용 시 안팎에 큰 온도차가 존재하는 열방어 시스템 패널에 대해 유한차분법을 사용하여 열전달 특성을 분석하였으며, 리츠 법을 사용하여 열 좌굴 특성에 대한 근사적 모델을 제안하였다. 또한 정의된 근사적 모델의 정확도를 검증하기 위해 유한요소 해석결과와 비교하였다. 마지막으로, 수립된 근사 기법을 바탕으로 열방어 시스템 패널의 좌굴 발생 온도에 대한 매개변수 분석을 수행하였다. High speed vehicles are subjected to high thermal loadings due to aerodynamic heating during ascent and reentry. Since a thermal protection system panel is mechanically constrained, it may cause thermal buckling under excessive thermal loadings. The thermal buckling could disturb the field of flow and make aerodynamic characteristics unstable. It is thus necessary to design the thermal protection system panel to prevent thermal buckling. This study defines the analytical model of temperature distribution using the finite difference method for the thermal protection system panel with large temperature differences inside and outside. This paper proposes the approximate model of the thermal buckling characteristics for the thermal protection system panel through the use of the Ritz method. The validity of the present method was verified by comparing the results of the finite element analysis. Furthermore, this research performs the parametric analysis of the thermal buckling characteristics for the thermal protection system panel by using the approximate model.

열 해석을 이용한 달 궤도선의 추진계 압력 제어 장치 복사 히터 설계

장병관(Byung-kwan Jang),이장준(Jang-joon Lee),김선훈(Sun-hoon Kim),원수희(Su-hee Won) 대한기계학회 2020 大韓機械學會論文集B Vol.44 No.6

한국형 시험용 달 궤도선의 추진계 압력 제어 장치에는 접착형 히터를 사용했던 기존의 열 설계와 다르게 복사 히터가 적용된다. 한국항공우주연구원은 복사 히터 열 설계를 열 해석과 열 진공 시험으로 검증할 계획을 가지고 있다. 먼저 본 논문에서는 열 진공 시험을 모사하는 모델을 생성하고 수치해석을 통해 복사 히터를 설계했다. 이 해석을 통해 설계된 히터는 설계 허용치를 만족했고 히터의 안정적인 열 공급으로 인해 압력 제어 장치의 부품들은 온도 요구 조건을 만족할 수 있었다. 그리고 이 히터 모델을 궤도선 열 모델에 통합하여 지구-달 천이 궤도 열 해석을 수행했다. 그 결과 압력 제어 장치의 모든 부품들의 온도가 허용 온도 범위에 들어오는 것을 확인했다. 이 해석 결과를 추후 진행될 열진공 시험에서의 시험 결과와 비교하여 최종적으로 히터 설계를 결정할 것이다. A customized radiant heater was applied to the thermal design of the pressure control assembly (PCA) of the propulsion system in the Korea Pathfinder Lunar Orbiter, unlike the previous conventional thermal design in which a patch heater was used. The Korea Aerospace Research Institute proposed to validate the radiant heater design via thermal analysis and a thermal vacuum test. First, we created a model simulating the vacuum test situation and conducted the heater design processes using the numerical analysis presented in this paper. The heater designed through this analysis met the temperature and stability requirements of the PCA. In addition, this heater was integrated into the system’s thermal model to perform a thermal analysis in the Earth-Moon transfer orbit. Consequently, we confirmed that the temperature of all components in the PCA was within the allowable range. These analysis results will be compared with future test results to finalize the heater design.

사출금형의 열접촉 저항을 고려한 성형과정의 열-유동 연계해석

손동휘(Dong Hwi Sohn),김경민(Kyung Min Kim),박근(Keun Park) 대한기계학회 2011 大韓機械學會論文集A Vol.35 No.12

사출금형은 일반적으로 다수개의 부품을 조립하여 제작되며, 특히 성형부(Core/Cavity)가 금형 형판 내부에 조립되는 구조를 갖는다. 이러한 구조로 인해 금형 조립부 경계면에서는 열접촉 저항이 발생하여 금형 내부의 열전달 특성에 영향을 미치게 된다. 최근 금형의 열접촉 저항이 성형부의 온도분포에 미치는 영향을 수치적으로 예측하기 위한 선행연구가 수행되었으며, 본 연구에서는 이에 기반하여 열-유동 연계해석을 적용함으로써 금형 내부의 열접촉 저항이 사출성형시 유동특성에 미치는 영향을 분석하였다. 상기 해석결과와 실험결과와의 비교분석을 통해 금형의 열접촉 저항을 고려한 열-유동 연계해석이 기존의 해석방법과 비교할 때 사출성형 유동특성을 보다 향상된 신뢰성으로 예측할 수 있음을 확인하였다. Injection molds are generally fabricated by assembling a number of plates in which the core and cavity components are assembled. This assembled structure has a number of contact interfaces where the heat transfer characteristics are affected by thermal contact resistance. In previous studies, numerical approaches were investigated to predict the effect of thermal contact resistance on the temperature distribution of injection molds. In this study, thermal-fluid coupled numerical analyses are performed to take into account the thermal contact effect on the numerical evaluation of the mold filling characteristics. Comparisons with experimental results show that the proposed coupled analysis provides more reliable results than the conventional analyses in predicting the mold filling characteristics by taking into account the effect of thermal contact resistance inside the injection mold assembly.

위성 열해석을 위한 접촉열저항의 민감도 해석

한조영(Cho Young Han) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.7

기 수립한 열해석 모델을 바탕으로 접촉열전도가 있는 부위의 민감도 해석을 수행함으로서 향후 기계적 접속 부위 설계 변경시의 열설계에 대한 연구를 수행했다. 해석의 편의를 위해 비교적 간단한 열해석 모델을 선택했다. 위성 버스 전압과 접촉열저항의 크기를 다양하게 변화시켜 해석을 수행했으며, 그 결과 향후 동일한 모듈에서 기계적 접속 조건 변경시 접촉열저항을 원래의 설계원용치를 기준값으로 해 히터의 용량을 충분히 크게 설계할 경우 성공적인 열설계가 가능하리라 여겨진다. Performing the sensitivity analysis of contact conduction on the basis of the thermal model already established, the study of thermal design is accomplished for the preparation of the future changes of mechanical interface design. A relatively simple thermal model is taken into consideration for the convenience of the analysis. A variety of the spacecraft bus voltages and the contact resistances are tried. As a consequence, when the mechanical interface condition is changed at the same module, the successful thermal design could be achieved if we design the heater to have sufficiently large power with reference to the heritage of contact resistance.

최적화알고리즘과 열해석을 통합한 위성방열판 설계의 최적화 방법에 관한 연구

김희경(Hui-Kyung Kim) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.2

위성방열판은 내부의 부품유닛에서 발생하는 열을 외부우주로 방출하는 열전달경로를 확보하기 위해 적용되는 열제어방법 중 한 가지로서, 이것의 최적설계는 효율적인 위성 열설계의 한 방향이 될 수 있다. 본 연구는 위성 열제어 개발에서 활용하는 위성 열해석과 최적화알고리즘을 결합한 통합해석을 통하여 위성열모델 노드기반의 방열판설계최적화 접근방식을 제안하였다. 이 방법은 위성열해석과 최적화알고리즘의 해석소프트웨어의 종류에 상관없이 적용가능한 개념이며, 일반적인 위성열모델을 사용한 방열판설계의 개념을 그대로 유지하면서 최적화를 할 수 있기 때문에 위성설계에 실제적으로 사용할 수 있다. 또한, 두 해석소프트웨어를 결합하는 전체적인 해석구조와 본 방열판 설계 최적화문제에 대한 정식화를 제시하였다. A spacecraft radiator is a thermal control method to eject internally dissipated heat into the space generated from operation of unit boxes. The efficiency of thermal design may be improved by optimizing radiator design. In this paper, the optimization approach method of node-based radiator design was suggested which is to combine numerical thermal analysis with optimization algorithm. This method has meaning that it can be used practically to implement the spacecraft radiator design regardless of thermal analysis and optimization algorithm software and maintain the same basic concept of an ordinary radiator design approach based on node division of a thermal model. The overall analysis framework with thermal analysis and optimization algorithm would be presented.

정렬격자를 이용한 열해석모델 간소화 연구

김정훈,전형열,김승조 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

유한차분법을 사용한 위성체 패널 열해석을 수행하기 위하여 정렬격자 생성 프로그램을 개발하였다. 상세열모델을 정렬격자 생성 프로그램으로 생성 후 위성체 수준의 열해석을 위하여 열모델을 간소화하여 축소열모델을 수립하는 과정을 소개하였다. 상세열모델과 축소열모델을 사용한 열해석 결과를 통하여 축소열모델의 타당성을 검토하였다. 생성된 축소열모델의 격자는 위성체의 궤도 열해석을 위하여 사용된다. A regular mesh generation program is developed to perform the thermal analysis of a satellite panel by using the finite difference method. After generation of a detailed thermal model by the developed program, the reduction procedure is introduced in order to have the thermal analysis of satellite systems level. The validity is evaluated through the comparison of thermal results for both the detailed and reduced thermal model. The generated reduced thermal model would be used for the satellite thermal analysis in orbit.