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항공우주산업기술동향 16권 1호 (2018) pp. 79~89

http://library.kari.re.kr

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기술동향

정지궤도복합위성(GK2A)의 열진공 시험 및 시험 예측에

관한 연구

전형열*

, 김정훈*, 현범석*, 박근주*2)

The Study for Thermal Vacuum Test and Test

Prediction of The GEO-KOMPSAT-2A Satellite

Jun, Hyoung Yoll*, Kim, Jung-Hoon*, Hyun, Bum-Seok*, Park, Keun Joo*

ABSTRACT

KARI is developing independently GEO-KOMPSAT-2A(GK2A), which is the first 3.5 ton class geostationary

satellite in Korea. The mission of GK2A is the meteorological observation and it will take over the
meteorological mission of COMS launched at 2010. GK2A has been performing the environmental tests and
will be launched the end of this year by Ariane 5 launcher. The thermal vacuum test was conducted until
8th May 2018 to validate thermal control design, to validate satellite functions under the simulated space
environments and to obtain data for thermal model correlation. The thermal vacuum test was carried out by
using the large thermal vacuum chamber developed by KARI. Additionally, the radiating(or heating) plates
were installed on the front of the north and south panel of GK2A in order to simulate the external solar
flux at the geostationary orbit. The temperatures of the plates were controlled by circulating GN2 and LN2.
This paper describes the thermal vacuum test method, the thermal modelling, the test prediction and the
test results of GK2A.

초 록

정지궤도복합위성(GK2A)는 한국항공우주항우연이 독자적으로 개발하는 3.5톤급의 국내 최초의 정지

궤도 위성이다. GK2A는 기상관측을 주 임무로 수행하며, 2010년 발사되어 현재 운용중인 천리안 위성
을 대체하기 위해 개발 중이다. 2018년 하반기에 Ariane 5호 발사체를 이용하여 발사될 목표로 현재 조
립 및 환경시험을 수행 중에 있다. 2018년 5월 8일, 열진공 시험을 완료하였으며, 이 열진공 시험은 열
제어 설계 검증, 열제어 하드웨어 작동 검증, 열해석 모델 보정 및 우주궤도환경하에서 위성전반에 대
한 기능 시험을 주목적으로 한다. GK2A 위성의 열진공 시험은 한국항공우주연구원에서 자체 개발한 대
형 열진공 챔버를 이용하여 수행되었다. 또한 정지궤도에서의 외부 열유입량을 모사하기 위해, 위성의
남쪽과 북쪽 방열판위에 각각 독립된 액화질소 및 질소가스를 이용하는 히팅플레이트를 장착하였다. 본
논문에서는 정지궤도복합위성의 열진공 시험 방법, 열진공 시험 예측을 위한 모델링, 열진공 시험 예측
및 실제 열진공 시험에 관해 다루고자 한다.

Key W ords : GEO-KOMPSAT-2A(정지궤도복합위성 2A), Geostationary Satellite(정지궤도 위성),

Thermal Vacuum Test(열진공 시험), Thermal Analysis(열해석), Heating Plate(히팅플레이트),
Thermal Balance Test(열평형 시험), Thermal Vacuum Chamber(열진공 챔버)

* 전형열, 김정훈, 현범석, 박근주, 한국항공우주연구원, 위성연구본부 위성본체개발부

hyj@kari.re.kr, jungkim@kari.re.kr, bshyun@kari.re.kr, kjp@kari.re.kr

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

1. 서 론

정지궤도(약 36,000 km)는 지구의 자전 주

기와 정지궤도 위성의 공전 주기가 같아 위성

이 지구의 한 면을 지속적으로 마주할 수 있어

24시간 관측, 통신 및 방송 중계에 적합한 공

간이다[1]. 정지궤도 위성은 발사체에서 분리된

후, 정지궤도까지 도달하기 위해 액체원지점

엔진을 이용하는 전이궤도 운용을 통해 정지궤

도에 진입하게 된다. 약 2주이상의 전이궤도

기간은 위성 탑재컴퓨터 및 전력공급장치 등,

위성 생존에 필요한 부품들만 작동하므로, 위

성전반의 온도가 매우 낮게 유지된다.

한국항공우주연구원이 개발한 정지궤도 위

성, 천리안위성(COMS, 혹은 통신해양기상위성)

은 아리안 5호를 이용하여 2010년 6월에 발사

되었다. 천리안위성은 통신, 해양 및 기상 탑재

체를 장착한 위성으로 동경 128.2도에 위치하

여 지금도 임무를 수행하고 있다. 천리안위성

의 임무를 대체할 위성으로 두 개의 정지궤도

복합위성 GK2A와 GK2B를 항우연에서 개발하

고 있으며, 그 중 GK2A는 기상관측위성으로

아리안 5호 발사체를 이용하여 2018년 하반기

발사를 목표로 개발 중에 있다.

우주공간에서 위성은 진공과 극저온은 상태

에서 임무를 수행하게 되는데, 특히 우주공간

은 절대 온도 3K(-270℃)에 해당하며, 반대로

태양 빛에 영향을 받는 부분은 지나치게 많은

에너지가 위성으로 유입되어 온도가 상승하게

된다. 이와 같은 우주환경하에서 부품 및 구조

체의 온도를 요구조건하에서 유지되도록 하기

위해 효율적인 열제어가 필요하다. 일반적으로

위성의 열제어를 위해서는 신뢰도가 높은 수동

적인 방식과 히터 등을 이용하는 능동적인 열

제어 방식이 사용된다. 대표적인 수동적인 열

제어

방식으로는

다층박막단열재(MLI

Multi-Layer Insulation), 검은색 및 흰색 페인트

(Black & White Paint) 및 OSR(Optical Solar

Reflector)를 장착한 방열판 등이 있다. 다층박

막단열재는 캡톤(Kapton), 마일라(Mylar) 등 여

러 층으로 만들어진 단열재로 우주공간과 위

성을 열적으로 차단하는데 사용된다. OSR이

장착된 방열판은 높은 방사율로 내부의

IR(Infra-Red) 파장대의 에너지를 우주공간을

방출하고, 태양 흡수율은 낮아 태양빛에 의한

외부 열유입량을 차단하는 OSR의 특성을 이용

하여 위성의 열제어를 수행한다. 이와 같은 수

동적인 방식은 작동하는 부품이 없고 우주에서

검증된 자재 등을 사용하기 때문에 위성의 임

무수명까지 신뢰도가 매우 높다. 능동적인 열

제어 방식은 히터와 히트파이프 등을 이용하는

방식으로, 히터는 온도센서 및 써모스탯 등과

연계하여 적절하게 설정된 온도에서 일종의 저

항인 히터에 전력을 가해, 위성 부품이나 주요

구조체의 온도를 높이는 역할을 수행한다. 히

트파이프는 삼투압 현상을 일으키는 알루미늄

관에 작동유체로 암모니아를 이용하여, 비교적

큰 열을 수송하는데 이용한다. 위성에서는 큰

발열부품이나 넓은 영역의 온도를 일정하게 유

지할 목적으로 히트파이프가 사용된다.

위성 열제어 설계를 검증하기 위해서는 해석

적인 방법과 시험적인 방법이 사용된다. 예비

설계 및 상세설계 단계에서는 해석적인 방법을

사용하여 설계를 검증하며, 상세설계 이후에는

실제적으로 하드웨어 제작 및 조립을 수행하게

되며, 최종적으로는 저온 및 진공의 궤도환경

하에서 열진공 시험을 통해 열제어 설계를 검

증한다.

정지궤도복합위성의 열진공 시험은 한국항공

우주연구원에서 국내 독자적으로 개발한 대형

열진공 챔버(지름: 8m, 길이: 10m)를 이용하여

약 3주 동안(4월 18일~5월 8일) 수행되었다. 본

논문에서는 정지궤도복합위성의 열진공 시험

방법, 열진공 시험 수행을 위한 사전 시험예측

및 시험 결과 등에 관해 다루고자 한다.

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

2. 본 문

2.1 천리안 및 정지궤도복합위성

정지궤도 위성의 국내 독자 개발을 위한 기

술을 확보하기 위해 2004년부터 해외공동개발

업체 아스트리움(현, 에어버스 D&S)사와 천리

안위성(통신해양기상위성) 개발 사업을 시작하

였다. 2007년부터 국내에서 조립 및 열진공 시

험을 포함한 환경시험을 수행하였으며, 2010년

6월 27일 남미 프랑스령 기아나 우주센터에서

아리안 5호 발사체를 이용하여 발사되어, 현재

까지 궤도상(128.2°E)에서 통신, 해양 및 기상

임무를 성공적으로 수행하고 있다[2]. <그림 1>

과 <표 1>은 천리안위성의 형상 및 주요 사양

을 나타낸다.

그림 1. 천리안위성 형상

현재 개발 진행 중인 정지궤도복합위성 개발

사업은 천리안위성의 후속사업으로 2011년 7월

부터 개발이 시작되었다. 정지궤도복합위성은

천리안위성 기상임무의 연속성 확보를 통한 위

성기반의 선진국형 기상관측시스템 구축, 위험

기상 조기탐지 및 예보를 통한 기상재해 경감

과 연속적인 해양관측 능력 확보 등을 목표로

한다[2]. 정지궤도복합위성은 2018년 하반기 발

사예정인 기상위성, GK2A 위성과 2019년 하반

기 발사예정인 해양 및 환경위성, GK2B 위성

을 동시에 개발하는 사업이다. 정지궤도복합위

성 개발 사업에서는 국내 주도로 시스템 및 부

분체의 핵심기술 국산화 개발과 기술자립화를

수행하고 있다[2]. 또한 정지궤도복합위성의 조

립 및 시험은 국내 조립/시험 시설을 이용하여

독자적으로 수행하며 위성시스템의 성능 검증

을 수행하고 있다. <그림 2>와 <표 2>는 정지궤

도복합위성의 형상 및 주요 사양을 나타낸다.

그림 2. 정지궤도복합위성 형상(GK2A/B)

2.2 정지궤도복합위성의 열제어계 설계

정지궤도복합위성의 기상탑재체는 <그림 3>

과 같이 복합재로 제작된 PIS(Payload Interface

Structure) 위에 장착되어 열적으로 위성과 분

리시켰다. 위성의 대부분은 OSR를 장착한 방열

분류

천리안 위성

탑재체

기상  :  1km  가시,  4km  적외선  해상도
해양  :  500m  가시  해상도
통신  :  Ka-대역  중계기  송수신

위치

정지궤도 (128.2°E)

발사일자

2010년 6월 27일 (Ariane 5)

수명

7년(초기운영시험 이후)

중량

2,460kg (연료포함)
1,164kg (연료제외)

전력

2.7kW

표 1. 천리안위성의 주요 사양[2]

분류

GK2A

GK2B

탑재체

기상 : 1km 가시,
2km 적외선 해상도

해양 : 250 m 가시
해상도
환경 : <56 km2 (서
울기준)

위치

정지궤도(128.2°E)

수명

10년(초기시험운영

이후)

10년(초기시험운영

이후)

중량

3,500kg(연료포함)

전력

2.6kW

표 2. 정지궤도복합위성의 주요 사양[2]

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

판을 제외하고는 다층박막단열재 이용하여 우

주공간과 위성을 열적으로 분리시켰다.

북쪽패널에 장착된 기상탑재체 방열판에 태

양전지판에서 유입되는 열유입량을 차단하기

위해 반대쪽인 남쪽패널에만 태양전지판이 부

착되어 있다. 기상탑재체 자료통신과 관련된

발열이 많은 SSPA(Solid State Power Amplifier)

및 TWTA(Travelling Wave Tube Amplifier)는

남쪽 및 북쪽 패널에 장착되어 있으며, 히트파

이프 및 내부 다층박막단열재를 이용하여 열적

으로 위성의 나머지 부분과 분리시켰다. 남쪽

패널은 SSPA와 TWTA에서 발생된 열의 분산을

위해 내장 히트파이프와 외장 히트파이프를 이

용하는 이중적인 네트워크를 구성하여 넓은 범

위에 대해 비교적 균일한 온도를 유지한다.

ODCS Antenna

TM/TC Antenna

LAE

SSA

STA

X-Band Antenna

TM/TC Antenna

AMI(payload)

SOSMAG BOOM

RCT

Radiator

그림 3. 정지궤도복합위성 열제어계 설계

기상탑재체와 관련된 장비 및 자이로는 기상

탑재체와 가까운 북쪽패널에 장착되어 있다.

기상탑재체 장비의 열제어를 위해서는 내장 히

트파이프를 사용하여 열의 효율적인 분산을 통

해 균일한 온도를 유지한다. 전력제어유닛, 태

양전지판 구동 유닛, 히터/파이로 유닛 등은 태

양전지판이 장착된 남쪽 패널에 장착되어 있

다. 휠 구동장비, 탑재컴퓨터, S밴드 트랜스 폰

더(S-TRSP) 등은 북쪽 패널에 장착되어 있으며

내장형 히트파이프를 사용하여 열제어를 수행

한다. 남쪽 패널에 장착된 배터리 모듈은 내부

다층박막단열재

및

열분리

워셔(Thermal

Washer) 등을 사용하여 위성과 열적으로 분리

되어 있다. 위성체 내부의 연료탱크 및 산화제

탱크는 중앙실린더 안에 장착되며, 내부 다층

박막단열재를 이용하여 열적으로 분리되어 있

다. 추진제 배관 역시 내부 다층박막단열재를

사용하여 열적으로 위성과 분리되어 있다. 대

부분 전자 장비의 주위에는 히터가 장착되어

있어, 온도가 하강하는 전이궤도 및 춘/추분 등

에는 히터가 작동하여 부품의 온도를 일정하게

유지하도록 설계되어 있다. 정지궤도복합위성

에 사용된 히터들은 대부분 비행소프트웨어에

서 제어하는 히터들로 궤도상에서도 필요에 따

라 히터의 작동온도의 변경이 가능하도록 설계

되어 있다.

3. 정지궤도복합위성 열진공 시험

3.1 열진공시험방법

위성의 열설계를 검증하기 위해 고진공 및

극저온에서 궤도환경 시험을 수행하게 되는데,

이중에 열평형 시험(Thermal Balance Test)은

위성의 열설계를 검증하고, 상세설계에 사용된

열해석 모델을 보정하기 위한 시험으로 열평형

을 이루기 위해 히터의 작동이 제한되어야 한

다. 또한, 궤도상에서와 같이 위성에 입사하는

외부열유입량을 모사하는 장치 등이 열진공 챔

버내에 설치되어야 한다. 항공우주연구원의 대

형 열진공 챔버는 지름이 8m로 액체질소를 이

용하여 –183℃이하로 낮출 수 있으며, 진공펌프

를 이용하여 챔버 내부를 1.33×10-5 hpa 이하

의 진공으로 유지할 수 있도록 설계되어 있다.

외부 열유입량을 모사하는 방법으로는 일반

적으로 태양광 시뮬레이터를 이용하는 방법[1]

이 우주환경을 가장 유사하게 모사할 수 있다

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

는 장점이 있으나, 설치 초기에 많은 제작비가

필요하며 시험 비용이 고가라는 단점이 있다.

기체질소(GN2 : Gaseous Nitrogen)와 액체질소

(LN2 : Liguid Nitrogen)를 이용하여 챔버 슈라

우드의 온도를 변화시키는 방법[1][3]도 많이

사용되고 있으며, 천리안위성의 남쪽 및 북쪽

패널 앞면에 추가적인 슈라우드, 일종의 히팅

플레이트[4]를 설치하여 –183℃에서 -13℃까지

온도 변화가 가능하였다. 다목적실용위성 열진

공 시험[5-6] 및 최근에 수행된 차세대중형위성

의 구조열모델의 열진공 시험 경우는, <그림

4>와 같이 항공우주연구원의 지름 3.5m의 열진

공 챔버를 사용하였으며, 외부 열유입량 모사

를 위해, 방열판에 환경 히터를 직접 부착하는

방식을 이용하였다. 이 환경 히터를 사용하여

지구 저궤도에서 태양의 직접적인 열유입량,

지구에 의한 열유입량 및 태양 빛의 지구 반사

에 의한 열유입량(Albedo) 등의 모사가 가능하

다. 방열판에 환경히터를 직접 장착하는 방식

은 열진공 시험에 있어 외부 열유입량 모사에

매우 효과적이나, 시험 후, 환경 히터 제거시

방열판을 오염시킬 위험성이 있다. 이외에도

외부 열유입량 모사를 위해 위성주위에 히터를

부착한 패널을 이용하는 방법, 특수하게 설계

된 Cal rod를 이용하는 방법[2] 및 IR(적외선)

램프[1]를 이용하는 방법 등이 있다.

그림 4. 차세대중형위성 구조열모델 열진공

시험 형상

정지궤도복합위성의 경우는 천리안위성에 적

용했던, 히팅플레이트를 이용하여 외부열유입

량을 모사하였으며, 위성체의 남쪽 및 북쪽 패

널과 각각의 히팅플레이트 사이는 다층박막단

열재를 사용하여 차가운 열진공 챔버벽과 열적

으로 분리하였다. 필요에 따라 액체질소 및 기

체 질소를 이용하여 –183℃에서 -13℃의 히팅

플레이트(or radiating plate)의 온도를 조정할

수 있어 외부열유입량의 모사가 가능하다. 또

한 저온에서 고온으로 전이구간에서도 히팅플

레이트를 사용하여 고온으로 가속 할 수 있다.

-Y

-Z

+Y Wal Radiating Plate

L-shape Fixture

Chamber Dolly

Tilting Table

S/C-inside Pressure Probes

AMI Radiator Target

-Y Wall Radiating Plate

Tilt Sensors

Thermal LVA

그림 5. 정지궤도복합위성 비행모델 열진공

시험 형상 개략도

그림 6. 정지궤도복합위성 비행모델 열진공 시험

형상

위성이 발사체에 접속하는 LVA(Launch

Vehicle Adaptor)에는 시험용 Adaptor(TVA :

Thermal Vacuum Adaptor)를 접속시켰으며, 이

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

시험용 Adaptor에는 히터와 열전대를 장착하

여, 필요에 따라 LVA에 외부 환경을 모사할 수

있다. TVA는 온도 조절을 위해, 일부분은 챔버

내에 노출되며, 일부분은 온도 유지를 위해 다

층박막단열재로 감싼다. 이, TVA는 Bakelite로

만들어진 단열물질을 이용하여 열적으로 위성

을 지지하는 L-shape 구조물(MGSE)과 분리한

다. 정지궤도복합위성의 열진공 시험을 위한

기본 형상은 <그림 5>와 같다. 실제 대형 열진

공 챔버에 장착된 정지궤도 복합위성의 시험형

상은 <그림 6>과 같다.

3.2 열진공 시험 예측을 위한 모델링

항공우주연구원 대형 열진공 챔버는 지름

8m, 길이 10m 이며, 진공 및 액체질소를 이용

하여 저온의 모사가 가능하다. <그림 7>은 정

지궤도복합위성(GK2A)이 열진공 챔버안에 장착

된 열진공 시험 예측을 위한 열해석 모델을 보

여준다.

그림 7. 열진공 챔버 및 위성 열해석 모델

<그림 8>의 L-Shape 구조물(MGSE)은 내부에

히터가 장착되어 있어 열진공 시험시 구조물

자체의 상온 유지가 가능하며, 외부는 다층박

막단열재(MLI)로 싸여 있어 위성체에 열적으로

미치는 영향을 최소화하였다.

정지궤도복합위성의 열해석 모델은 <그림 9>

와 같으며, 상세설계시에 사용된 위성 열해석

모델을 사용하여, 열진공 시험 예측에 사용하

였다. 부품 발열량의 일부 값을 제외하고는 상

세설계시 사용된 값을 사용하였다. 열진공 시

험시, 특히, 열평형시에는 남쪽패널(+Y wall) 장

착된 SSPA와 TWTA가 신호가 없는 no-drive

모드로 작동하기 때문에 실제 궤도상의 발열량

보다는 상대적으로 작다.

열진공 시험 형상에서는 태양전지판을 제거

하였으며, 일부 안테나에는 열진공 시험시 기

능시험을 위해, Test cap 및 히터 등을 장착하

여, 비행형상과는 차이가 있다.

그림 8. 위성 및 L-Shape 구조물 형상

그림 9. 위성 열해석 모델

3.3 열진공 시험 요구 조건 및 예측

열진공시험에 대한 사전 예측을 수행하므로

써, 열진공 시험시 각 구간에 소요되는 시간을

사전에 예측할 수 있어, 전체적인 열진공 시험

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기간에 대한 예측이 가능하다. 또한 외부요구

조건, 비행 히터 및 시험히터의 작동상태 등을

사전에 결정할 수 있어, 열진공 시험시 좀 더

빠른 수행이 가능하고, 설계된 외부 환경 및

시험 히터에 대한 검증 등을 수행할 수 있는

장점이 있다. 이와 같이 열진공 시험의 사전

예측을 통해, 즉, 외부 환경 조건, 비행히터 및

시험히터의 작동 상태의 선정을 통해, 열진공

시험시 기준 값을 제공할 수 있어 시험의 안전

한 진행을 도모할 수 있으며, 전체적으로 열진

공 시험기간을 단축하는 효과를 얻을 수 있다.

3.3.1 열진공 시험 요구 조건

정지궤도 복합위성은 전체 열진공 시험 사이

클은 <그림 10> 및 <그림 11>과 같이 3.5 사이

클로 구성되며, Phase 1에서는 SSPA와 TWTA

를 켜기 전 위성체 내부 압력을 낮추기 위해,

약 65℃에서 24시간동안 유지하는 요구조건이

있다.

열해석 모델 보정을 위한 고온/저온 열평형

시험(Thermal Balance Test) 구간(Phase 2/4)이

있으며, 미리 선정된 열전대의 80%가 4시간동

안 0.5℃안에 수렴해야 한다는 요구조건이 있

다. 배터리 시뮬레이션을 위한 Eclipse 구간

(Phase 5)과 전이궤도 및 Safe 구간(Phase 6)이

<그림 10>의 열진공 사이클에 포함되어 있으

며, 이 구간 동안에는 배터리 방전 및 충전 시

뮬레이션과 더불어 히터 설계에 대한 검증이

함께 수행된다. <그림 11>에서와 같이 고온 및

저온 열진공 시험(Thermal Vacuum Test) 구간

(Phase 7/8/9/10/11/13)에서는 궤도상에서 예측

된 값에 5℃ 더한 또는 감한, 목표 온도를 설

정하여 유지해야 한다는 요구조건이 있으나,

히터에 의해 작동하는 부품이나 구간은 히터

작동온도로 대체한다.

외부열유입량 모사 즉, 위성에 고온 조건 및

저온 조건을 모사하기 위해 <표 3>과 같이

TVA를 포함한 외부환경 조건을 선정하였다.

특히 히팅플레이트의 경우 정지궤도상에서 + Y

패널이 더 많은 태양열유입량을 받기 때문에 –

Y 패널 보다는 높은 온도를 선정하였다. 이 때

열진공 챔버의 벽면은 -183℃ 이하로 유지된

다. 고온 조건의 외부열유입량 경우는 실제 궤

도상과는 다르게 +Y 및 -Y 패널, 동시에 태양

열이 유입되는 지상 시험을 위해 설정된 형상

이다.

그림 10. 열진공 시험 사이클(1/2)

그림 11. 열진공 시험 사이클(2/2)

3.3.2 시험히터 및 열전대

열진공 시험을 위해, 위성의 각 부분에 열전

대(Thermocouple)를 장착한다. 특히 온도센서

HOT

COLD

HOT

COLD

Phase

7,9,13

8,10,11

TVA 온도

챔버벽 온도

-183

+Y 히팅플레
이트 온도

-13

-183

-13

-183

+Y 히팅플레
이트 온도

-33

-183

-33

-183

표 3. 외부환경 요구 조건(온도:°C)

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(Thermistor)의 검증을 위해, 일반적으로 온도

센서 옆에 열전대를 장착한다. 정지궤도 복합

위성에는 약 280개의 열전대가 위성에 장착되

었다. 또한 열진공 시험시 부품의 발열량 모사,

위성의 안전 및 고온 전이 시 가속하기 위해

시험용 히터를 장착하는데, 정지궤도복합위성

(GK2A)에는 26개의 시험히터 그룹을 장착하였

다. <그림 12> 및 <그림 13>은 +Y　TWTA　지

역 및 –Y 탑재컴퓨터(GMU : GK2 Management

Unit) 및 WDE(Wheel Drive Electronics)가 장착

된 부근의 열전대와 시험히터 등을 나타낸다

그림 14 -Y wall 탑재컴퓨터/WDE 시험히터

(H14/H15/H16) 및 열전대 배치

3.3.3 시험예측 및 시험결과

<그림 10>의 Outgassing Phase에서 SSPA와

TWTA 지역의 온도를 65℃에서 24시간 유지하

여야 하는 요구조건 때문에, 비행히터 및 시험

히터를 이용하여 그 지역의 온도를 높여야 한

다. 이때, SSPA 및 TWTA는 OFF 상태이므로

발열량이 없어 비교적 많은 히터 전력이 필요

하다. 시험예측을 통해, 65℃로 유지하기 위해

비행히터 및 시험히터 전력이 충분한가를 판단

하고 실제 시험시 어떻게 형상을 유지할 것인

가를 결정하였다. TVA 및 +Y/-Y 히팅플레이트

온도를 <표 3>의 고온조건으로 설정하고, <표

4>와 같이 비행히터 및 시험히터를 이용하면

+Y/-Y 패널의 TWTA 지역의 온도를 65℃ 이상

으로 유지가 가능하다.

열진공 시험 예측을 위해서 위성 열해석 소

프트웨어인 THERMICA[7] 및 SOLVER[8]를 이

용하여 복사열교환 계수 및 위성의 온도를 계

산하였다. 이때 비행히터 뿐만 아니라 시험히

터도 열해석 모델링에 포함시켜, 열진공 예측

을 수행하였다. 열평형 고온(Balance Hot) 및

저온(Balance Cold)에서는 보다 정확한 열해석

모델 보정을 위해 비행히터가 동작(regulation)

하지 않도록 설정 하였으며 외부에 장착된 별

추적기를 제외한 시험히터는 사용하지 않았다.

특히 열평형 저온에서는 일부의 비행히터를 강

제로 켜서 ON/OFF 사이클이 일어나지 않도록

하였다. 시험예측에서는 히팅플레이트의 온도

를 균일하게 가정하여 계산하였으나, 향후 수

행할 열해석 모델 보정시에는 실제 시험에서

측정된 히팅플레이트의 온도를 사용할 예정이

다.

<표 5>는 열평형 시험 및 열진공 시험시에

원하는 온도를 유지하기 위한 +Y/-Y Hot Zone

및 –Y WDE/GMU Zone의 비행히터 및 시험히

터의 예측된 히터 전력요구량이다.

<표 6>은 정지궤도복합위성의 열진공 예측에

그림 13 +Y wall TWTA/SSPA 시험히터(H01) 및

열전대 배치

비행히터

Outgassing

Phase

Predicted

Temperature

+Y Hot zone

300W (60W x 5)

TWTA/SSPA :

67°C

-Y Hot zone

120W (60W x 2)

TWTA : 66°C

시험히터
+Y Hot zone

70W (120W max)

-Y Hot zone

0W (45W max)

표 4. TWTA 비행히터 및 시험히터 예측

형상(Outgassing Phase)

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

사용된 주요 부품의 발열량을 나타낸다. +Y

TWTA/SSPA 지역은 신호가 없는 no-drive 모드

이기 때문에 궤도상에 비해 발열량이 적으며,

휠의 경우는 고온 및 저온 열평형 시험시 3000

rpm 구동에 맞는 발열량을 가정하였다.

고온 및 저온 열진공 시험을 위한 외부 환경

요구 조건, 히터의 전력소모량 및 부품의 발열

량을 입력 값으로 하여, 주요부품의 온도를

<표 7>과 같이 예측하였다. 시험 예측을 통해

주어진 시험형상 및 외부 환경을 이용하여 열

진공 시험의 온도 요구조건을 만족시킴을 확인

하였으며, 모든 부품 및 구조체의 온도가 작동

온도 이내에 있음을 확인하였다. 실제 저온 열

평형 시험에서는 예측과 달리 일부분에서 부품

의 발열량이 상이하였다. 특히, 탑재체 전장박

스 부근의 히터(50W)가 작동하여, 강제로 켜지

게 설정하였다.

고온 및 저온 열평형 시험은 미리 선정된 열

전대의 80% 이상은 4시간에 0.5℃ 이하의 온도

조건으로 수렴할 때 평형 기준을 만족한다. <표

8>에서와 같이 실제 열평형 고온 시험에서는

전체 열전대의 100%, 열평형 저온 시험에서는

히터가 작동하는 배터리 부분을 제외한 전체

열전대의 97%가 수렴 요구조건을 만족하였다.

<표 9>는 열평형 시험시 주요부품의 온도를

나타낸다. TB HOT에서는 TWTA 지역 및 GMU

지역에서 시험 예측치와 유사한 값을 얻었으

나,　 TB COLD에서는 TWTA/SSPA의 온도차가

비행히터

HOT

COLD

HOT

COLD

+Y Hot zone

120

-Y Hot zone

-Y WDE zone

-Y GMU zone

시험히터
+Y Hot zone

-Y Hot zone

-Y WDE zone1

-Y WDE zone2

-Y GMU zone

표 5. TWTA 지역 및 WDE/GMU 지역 히터

전력소모량 예측치(Watt)

부품

HOT

COLD

HOT

COLD

+Y SSPA1

110

+Y SSPA2

+Y TWTA1

53.3

+Y TWTA1

+Y L/O-FLT

0.6

-Y WDE1

8.7

8.5

-Y GMU1

-Y GMU2

-Y ACU1

25.2

-Y ACU2

1.5

-Y S-TRSP1

27.6

-Y S-TRSP2

5.6

표 6. TWTA 지역 및 WDE/GMU 지역 주요

부품의 발열량(Watt)

부품

HOT

COLD

HOT

COLD

+Y SSPA1

50.7

60.8

15.4

+Y SSPA2

49.4

7.7

59.5

14.1

+Y TWTA1

57.3

15.5

67.3

21.8

+Y TWTA1

48.8

58.9

13.3

+Y L/O-FLT

49.9

6.2

12.8

-Y WDE1

17.3

3.9

40.7

4.7

-Y GMU1

6.4

45.5

4.5

-Y GMU2

25.3

4.5

43.8

2.8

-Y ACU1

23.3

2.2

0.5

-Y ACU2

20.7

-0.6

-2.2

-Y S-TRSP1

24.7

3.1

42.1

1.4

-Y S-TRSP2

20.4

-1.4

36.9

-3.1

표 7. TWTA 지역 및 WDE/GMU 지역 주요

부품 예측 온도(°C)

TB HOT

TB COLD

시작시점

2018-04-22

09:00분

2018-04-23

16:45분

종료시점

2018-04-23

08:30분

2018-04-24

14:00분

수렴기준

선정된 열전대(119개)의 80% 이상이

4시간동안 0.5°C 이하에서 수렴

결과

100%

97%(배터리 3개

TC 제외)

표 8. 열평형 시험 결과

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

존재한다. 하지만 GMU/ACU/S-TRSP 등은 TB

HOT 및 TB COLD에서 두 구간 모두 시험 예

측치와 실험치가 5℃ 이내로 일치함을 알 수

있다. TB COLD에서의 TWTA 지역의 온도차는

주로 부품의 발열량은 차이에서 기인한 것으로

판단된다.

그림 15 열진공 시험시 GMU 온도

<그림 14>는 열진공 시험동안 측정한 탑재컴

퓨터(GMU) 1과 2의 온도를 나타낸다. 앞에서

언급한 3.5 사이클 동안 요구조건에 따라, 주어

진 온도 범위 내에서 작동함을 확인 할 수 있

다. 가장 온도가 낮을 때가 Phase 6의

Transfer/Safe 구간이다. 이때는 일정온도 이하

로 내려가지 못하게 비행히터가 정상적으로 작

동함을 확인하였다.

4.결론

정지궤도복합위성의 열진공 시험은 항우연에

서 자체 제작한 지름 8m의 대형 열진공 챔버

를 이용하여 수행하였으며, 액화질소 및 기체

질소를 이용하는 히팅플레이트를 위성의 남쪽

및 북쪽패널 앞에 설치하여 궤도상의 외부 열

유입량을 모사하였다. 정지궤도복합위성의 열

진공 시험은 국내시설 및 국내 인력을 활용하

여 독자적으로 수행한 최초의 정지궤도 위성의

열진공 시험이다.

열진공 시험에 앞서, 정지궤도 복합위성의

열진공 시험 예측을 수행한 결과, 모든 부품

및 구조체의 온도가 요구조건을 충족하였으며,

비행히터, 시험히터 및 히팅플레이트의 온도

등 외부환경 변수에 대하여 outgassing phase에

서부터 열진공 시험 고온 및 저온까지의 시험

형상을 결정하였다. 본 시험예측을 통해 설정

된 값들을 바탕으로 4월18일부터 5월8일까지

실제 열진공 시험을 효율적이고 안전하게 수행

할 수 있었다. 열진공 시험 결과, 시험 예측에

서와 같이 고온, 저온 및 Safe 구간에서도 모든

부품이 온도 요구조건하에 작동함을 확인하였

다. 열진공 시험을 통해 정지궤도복합위성의

방열판의 크기 및 히터의 용량 등, 전반적인

열제어 설계 검증을 수행하였다.

열평형시험에서 예측 대비 실제 시험시의 주

요 부품의 온도차는 부품의 발열량 차이에서

기인하다고 판단된다. 향후, 열진공 시험에서

측정된 부품의 발열량을 바탕으로 열해석 모델

의 보정을 수행할 예정이며, 이를 바탕으로 최

종적으로 정지궤도복합위성(GK2A)의 전이궤도

및 정지궤도에서의 위성 열해석을 수행할 예정

이다.

부품

TB HOT

TB COLD

+Y SSPA1

53.2

19.2

+Y SSPA2

48.7

15.0

+Y TWTA1

56.9

23.5

+Y TWTA1

49.4

15.5

+Y L/O-FLT

47.7

11.3

-Y WDE1

22.5

9.9

-Y GMU1

27.5

7.8

-Y GMU2

27.3

7.6

-Y ACU1

22.6

2.3

-Y ACU2

22.6

1.7

-Y S-TRSP1

27.7

7.1

-Y S-TRSP2

22.7

2.0

표 9. TWTA 지역 및 WDE/GMU 지역 주요

부품 측정 온도(°C)

전형열 외 / 항공우주산업기술동향 16/1 (2018) pp. 79~89

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