KR100400977B1 - Deployment Test Apparatus of Solar Array under the Cold Environment - Google Patents
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Abstract
본 발명은 인공위성에 장착되는 태양전지판이 우주에서 전개되는 거동을 지상에서 시험하여 관찰할 수 있도록 하는 인공위성 태양전지판 저온환경 전개시험 장치대에 관한 것이다.The present invention relates to a satellite low temperature environment development test apparatus for allowing a solar panel mounted on a satellite to test and observe the behavior developed in space from the ground.
본 발명은 태양전지판(3)과, 상기 태양전지판(3)이 연결된 태양전지판 전개 구조물(7)과, 지상에서 무중력 상태를 구현하는 가이드빔(12)에 설치되어 태양전지판(3)을 전개시키는 번지케이블(11)과, 액체질소 탱크(17)와 기화기(18) 및 기체질소 공급펌프(19)를 통하여 저온 기체 질소(20)를 공급하여 저온환경을 제공하는 단열박스(15)와, 파워 콘트롤러(22)와 파워 서플라이(21)가 히터(13)와 연결되어 극소 마찰 베어링을 작동할 수 있도록 하여 우주환경과 유사하게 저온상태로 만들어 주는 단열박스 및 온도조절장비 등을 제공하는 것이다.The present invention is installed on the solar panel 3, the solar panel deployment structure (7) connected to the solar panel 3, and the guide beam 12 for implementing a zero gravity state on the ground to deploy the solar panel (3) Insulation box 15 for supplying the low temperature gas nitrogen 20 through the bungee cable 11, the liquid nitrogen tank 17, the vaporizer 18 and the gas nitrogen supply pump 19, and the power supply, and The controller 22 and the power supply 21 are connected to the heater 13 to operate a micro friction bearing to provide a thermal insulation box and temperature control equipment to make a low temperature similar to the space environment.
Description
본 발명은 인공위성에 장착되는 태양전지판이 우주에서 전개되는 거동을 지상에서 시험하여 관찰할 수 있도록 하는 인공위성 태양전지판 저온환경 전개시험 장치대에 관한 것이다.The present invention relates to a satellite low temperature environment development test apparatus for allowing a solar panel mounted on a satellite to test and observe the behavior developed in space from the ground.
인공위성은 발사체에 실려 우주로 발사될 때 그 부피를 줄이기 위하여 도 1 에 도시된 바와 같이 인공위성(1)의 본체(2)에 부착된 태양전지판(3)이 접힌 상태로 발사체 속에 탑재되어 발사된다.The satellite is mounted on the projectile in a state where the solar panel 3 attached to the main body 2 of the satellite 1 is folded and fired as shown in FIG. 1 to reduce the volume when the satellite is launched into space.
인공위성이 본 궤도에 올라가면 태양에너지를 이용하여 전력을 생성하기 위하여 접혀져 있던 태양전지판(3)을 도 2 와 같이 펼치게 된다.When the satellite climbs to the orbit, the solar panel 3 that has been folded to generate electric power using solar energy is unfolded as shown in FIG. 2.
인공위성의 태양전지판이 궤도에서 잘 펼쳐지지 않으면 위성이 요구하는 전력을 생성하지 못해 위성은 기능을 상실하게 되므로 지상에서 인공위성의 태양전지판을 펼쳐보는 시험은 매우 중요한 위성의 기계적 기능 검증시험의 하나이다.If the satellite's solar panels are not well deployed in orbit, the satellites will not produce the required power and satellites will lose their function.
그러나 우주의 저온환경 및 무중력상태를 지상에서 구현하는 것은 매우 고가의 장비가 필요할 뿐만 아니라 기술적으로도 매우 복잡하여 그 동안 시험에 어려움이 따르는 것이었다.However, the realization of low-temperature and zero-gravity conditions in space was not only very expensive equipment, but also technically complicated and difficult to test.
지금까지는 태양전지판 전개현상을 관찰하기 위해서 태양전지판을 에어베어링 등이 설치되어 있는 정반 위에서 태양전지판을 수직으로 유지하기 위한 복잡한 부속 구조물 등을 이용하여 대기중에 노출된 상태로 수행하여 왔다.Until now, in order to observe the development of solar panels, the solar panels have been exposed to the atmosphere by using complicated accessory structures for maintaining the solar panels vertically on the surface plate where air bearings and the like are installed.
더욱이 저온환경을 만들어내기 위해서는 이와 같은 모든 전개장치 및 부속물들이 들어갈 수 있는 초고가의 대형 저온챔버가 필요했다.Furthermore, to create a low temperature environment, a large, expensive, low temperature chamber was required to accommodate all of these deployment devices and accessories.
그러나 경제성을 강조하는 최근의 인공위성 산업 현황에서 고가이고 복잡하면서 그렇다고 저온, 무중력 상태 구현이 쉽지 않은 그와 같은 시험 장치는 더 이상 고려대상이 될 수 없게 되었다.However, in the recent state of the satellite industry, which emphasizes economics, such test equipment, which is expensive and complicated, and which is not easy to implement low temperature and zero gravity state, can no longer be considered.
본 발명은 태양전지판 전개 구조물과, 지상에서 무중력 상태를 구현하는 번지케이블 및 가이드 빔과, 태양전지판과 전개 부속물들을 우주환경과 유사하게 저온상태로 만들어 주는 저가의 스티로폴 단열박스 및 온도조절장비 등을 이용함으로써 태양전지판의 저온환경 전개시험 장치대가 매우 간결하게 구성되도록 하였다.The present invention provides a solar panel deployment structure, a bungee cable and a guide beam for implementing a zero-gravity state on the ground, and a low-cost styropole insulation box and temperature control equipment to make the solar panel and deployment accessories low temperature similar to the space environment. By using it, the low temperature environment development test apparatus of a solar panel was made very simple.
본 발명은 액체질소를 기화시켜 저온의 기체질소를 전개장치가 들어있는 스티로폴 단열재 박스에 불어넣음으로써 우주와 유사한 저온환경을 구현하고, 저온환경에서 작동하지 않는 시험장치요소에는 히터를 붙여 가열함으로써 시험중에 대기온도로 안전하게 유지시키며, 태양전지판이 부착된 전개 구조물의 회전 실린더가 회전을 하도록 하여 태양전지판의 전개로 인하여 유발되는 위성체의 반작용 회전운동을 실현할 수 있도록 한다.The present invention implements a low-temperature environment similar to space by vaporizing liquid nitrogen and blowing low-temperature gaseous nitrogen into a styropole insulation box containing a deployment device, and testing by heating a test device element that does not operate in a low-temperature environment. It is safely maintained at an atmospheric temperature, and the rotating cylinder of the deployment structure with the solar panel is rotated to realize the reaction rotation movement of the satellite body caused by the deployment of the solar panel.
무중력 상태는 태양전지판에 장착되는 번지케이블에 의해 이루어지고 전개장치의 회전축에 매우 적은 마찰계수를 갖는 베어링이 장착되며 저온 환경에서 이 베어링은 주변에 부착되어 있는 히터를 이용하여 가열함으로써 그 작동성을 보장받는다.The zero-gravity condition is achieved by a bungee cable mounted on the solar panel and is equipped with a bearing with very low coefficient of friction on the axis of rotation of the deployment device.In low temperature environments, this bearing is operated by heating with a heater attached to it. Guaranteed.
본 발명은 태양전지판과, 상기 태양전지판이 연결된 태양전지판 전개 구조물과, 지상에서 무중력 상태를 구현하는 가이드빔에 설치되어 태양전지판을 전개시키는 번지케이블과, 액체질소 탱크와 기화기 및 기체질소 공급펌프를 통하여 저온 기체 질소를 공급하여 저온환경을 제공하는 단열박스와, 파워 콘트롤러와 파워 서플라이가 히터와 연결되어 극소 마찰 베어링을 작동할 수 있도록 함을 특징으로 하는 것이다.The present invention provides a bungee cable, a liquid nitrogen tank, a vaporizer, and a gaseous nitrogen supply pump, which are installed on a solar panel, a solar panel deployment structure to which the solar panel is connected, and a guide beam for implementing a zero gravity state on the ground. Insulating box that provides a low-temperature environment by supplying low-temperature gas nitrogen through, and the power controller and the power supply are connected to the heater to operate the ultra-friction bearing.
도 1 은 종래 태양전지판이 접혀진 상태의 인공위성 정면도1 is a front view of a satellite in a state in which a conventional solar panel is folded;
도 2 는 종래 태양전지판이 펼쳐진 상태의 인공위성 정면도2 is a front view of a satellite in a state where the conventional solar panel is unfolded
도 3 은 종래 시험장치에 태양전지판이 장착된 정면도3 is a front view of a solar panel mounted on a conventional test apparatus;
도 4 는 본 발명의 시험장치에 태양전지판이 장착된 평면도4 is a plan view of the solar panel mounted on the test apparatus of the present invention
도 5 는 본 발명의 시험장치 중 저온박스 윗덮개 개폐 평면도5 is a plan view of opening and closing the cold box top cover of the test apparatus of the present invention
도 6 은 본 발명의 시험장치 중 저온박스 크기 결정법에 대한 평면도6 is a plan view of a low-temperature box sizing method of the test apparatus of the present invention
도 7 은 본 발명의 시험장치에서 태양전지판이 전개된 후의 정면도7 is a front view after the solar panel is deployed in the test apparatus of the present invention;
[도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명}[Description of Symbols for Major Parts of Drawing]
1 : 인공위성 2 : 위성본체1: satellite 2: satellite main body
3 : 태양전지판 4 : 요오크3: solar panel 4: yoke
5 : 루트힌지 6 : 전개분리장치5: root hinge 6: deployment separator
7 : 태양전지판 전개구조물 8 : 고정축7: solar panel deployment structure 8: fixed shaft
9 : 회전실린더 10 : 카운터 매스9: rotating cylinder 10: counter mass
11 : 번지케이블 12 : 가이드 빔11: bungee cable 12: guide beam
13 : 히터 14 : 온도센서13 heater 14 temperature sensor
15 : 단열박스 16 : 단열박스 윗덮개15: insulation box 16: insulation box top cover
17 : 액체질소 탱크 18 : 기화기17 liquid nitrogen tank 18 vaporizer
19 : 기체질소 공급펌프 20 : 저온기체 질소19 gas nitrogen supply pump 20 low temperature gas nitrogen
21 : 파워 서플라이 22 : 파워 콘트롤러21: power supply 22: power controller
23 : 전력 측정 케이블 24 : 전력공급 케이블23: power measurement cable 24: power supply cable
25 : 온도측정선 27 : 윗덮개 개폐용 힌지25: Temperature measuring line 27: Top cover opening hinge
28 : 윗덮개 제거용 케이블 29 : 카운터매스 운동영역28: cable for removing the top cover 29: counter mass movement area
30 : 전개분리장치 운동영역 31 : 태양전지판 운동영역30: movement separation device movement area 31: solar panel movement area
본 발명은 도 3 에 도시된 바와 같이 태양전지판(3)과, 태양전지판 전개구조물(7)과, 지상에서 무중력 상태를 구현하는 번지케이블(11) 및 가이드 빔(12)과, 저온환경을 제공하는 단열박스(15) 및 온도조절장비 등으로 크게 구성된다.As shown in FIG. 3, the present invention provides a solar panel 3, a solar panel deployment structure 7, a bungee cable 11 and a guide beam 12 implementing a zero gravity state on the ground, and a low temperature environment. It is largely composed of a thermal insulation box 15 and temperature control equipment.
상기 태양전지판(3)은 요오크(4)와 루트힌지(5)를 통하여 태양전지판 전개구조물(7)에 연결되고 전개분리장치(6)에 의해 초기에 접혀진 상태로 유지된다.The solar panel 3 is connected to the solar panel deployment structure 7 via the yoke 4 and the root hinge 5 and is kept in an initial folded state by the deployment separator 6.
상기 태양전지판 전개구조물(7)은 바닥에 고정된 고정축(8)과, 이 고정축(8)에 회전 가능하도록 외부에 삽입되어 조립되는 회전실린더(9)가 설치되며, 이 회전실린더(9)의 일측에 설치된 카운터매스(10) 등으로 구성되며 인공위성의 본체 역할을 수행하게 된다.The solar panel deployment structure (7) is provided with a fixed shaft (8) fixed to the bottom and a rotating cylinder (9) inserted and assembled to be rotatable on the fixed shaft (8), the rotating cylinder (9) It consists of a counter mass 10, etc. installed on one side of the) and serves as a main body of the satellite.
태양전지판(3)은 번지케이블(11)과 가이드 빔(12)에 의해 그 전개과정에서 무중력 상태가 구현된다.The solar panel 3 is a zero gravity state in the development process by the bungee cable 11 and the guide beam (12).
상기 태양전지판 전개구조물(7)과 태양전지판(3)을 포함한 모든 부속물들이 우주와 유사한 저온 환경에 노출될 수 있도록 저온으로 유지되는 스티로폴 단열박스(15)내에 설치되는데, 태양전지판(3)의 전개시에 자연스러운 위성체의 회전을 구현하기 위하여 태양전지판 전개구조물(7)의 고정축(8)과 회전실린더(9) 사이에 설치되어 있는 극소 마찰 베어링은 저온 환경에서 작동하지 않는다.All the accessories including the solar panel deployment structure 7 and the solar panel 3 are installed in a styropole insulation box 15 which is kept at a low temperature so as to be exposed to a low temperature environment similar to space, and the deployment of the solar panel 3. The micro friction bearings installed between the fixed shaft 8 and the rotation cylinder 9 of the solar panel deployment structure 7 in order to realize natural rotation of the satellites do not operate in a low temperature environment.
따라서 시험중에 이 베어링을 작동성이 보장되는 상온상태로 유지하기 위하여 히터(13)와 온도센서(14)를 극소 마찰 베어링 주변에 설치한다.Therefore, during the test, the heater 13 and the temperature sensor 14 are installed around the micro friction bearing to maintain the bearing at room temperature to ensure operability.
도 4 에 도시한 바와 같이 액체질소 탱크(17)에 저장되어 있는 섭씨 -190 도 이하의 극저온 액체질소는 기화기(18)에서 저온의 기체질소(20)로 기화되고 액체질소 공급펌프(19)를 통하여 단열박스(15)에 채워지게 된다.As shown in FIG. 4, the cryogenic liquid nitrogen below -190 degrees Celsius stored in the liquid nitrogen tank 17 is vaporized from the vaporizer 18 to the low temperature gas nitrogen 20 and the liquid nitrogen supply pump 19 is Filled in the heat insulating box 15 through.
이때, 파워 서플라이(21)와 파워 콘트롤러(22)는 히터(13)의 가열을 통하여 태양전지판 전개구조물(7)의 극소 마찰 베어링을 저온환경으로부터 보호하게 된다.At this time, the power supply 21 and the power controller 22 protect the micro friction bearing of the solar panel deployment structure 7 from the low temperature environment through the heating of the heater 13.
단열박스(15)내의 태양전지판(3)과 부속구조물이 섭씨 -80 도 이하의 저온 상태가 되면 태양전지판(3)의 전개를 수행하는데, 번지케이블(11)이 단열박스 윗덮개(16)를 통하여 가이드빔(12)에 연결되어 있으므로 도 5 에 도시된 바와 같이 태양전지판(3)의 전개 직전에 4분할되어 설치된 단열박스 윗덮개(16)를 4개의 윗덮개 제거용 케이블(28)을 이용하여 수동 혹은 크레인으로 당겨, 윗덮개 개폐용 힌지(27)를 축으로 하여 열어 젖혀서 태양전지판(3)의 전개시 번지케이블(11)이 자유로운 운동을 할 수 있도록 한다.When the solar panel 3 and the subsidiary structure in the insulation box 15 have a low temperature of -80 degrees Celsius or less, the deployment of the solar panel 3 is performed, and the bungee cable 11 opens the insulation box top cover 16. Since it is connected to the guide beam 12 through, as shown in FIG. 5, four top cover removal cables 28 are used to install the insulation box top cover 16 divided into four sections immediately before the deployment of the solar panel 3. By pulling manually or by a crane, the top cover opening and closing hinge (27) to the axis to open and flip so that the bungee cable (11) free movement during deployment of the solar panel (3).
가이드 빔(12)을 통하여 번지케이블(11)에 연결된 태양전지판(3)의 전개가 완료되면 즉시 단열박스 윗덮개(16)를 다시 덮고 저온상태의 단열박스(15) 온도를 서서히 대기 온도까지 증가시켜 급작스러운 온도 상승으로 인하여 유발될 수 있는 열충격으로부터 태양전지판(3)과 그 부속물등을 보호하게 된다.When the deployment of the solar panel 3 connected to the bungee cable 11 through the guide beam 12 is completed, the heat insulation box top cover 16 is immediately covered and the temperature of the insulation box 15 in a low temperature state is gradually increased to the atmospheric temperature. It protects the solar panel 3 and its accessories from the thermal shock that can be caused by a sudden temperature rise.
도 6 은 단열박스(15)의 설계시 그 가로 및 세로의 크기를 결정하는 방법을 도시한 것으로 전개장치 구조물의 정적 크기뿐만 아니라 카운터매스 운동영역(29), 전개분리장치 운동영역(30), 그리고 전개된 태양전지판 운동영역(31) 등 시험과정에서 발생할 모든 구조물들의 동적 거동을 고려하여 단열박스의 크기를 결정하여야 한다.FIG. 6 illustrates a method of determining the horizontal and vertical sizes of the insulation box 15 in terms of the static size of the deployment device structure, as well as the countermass movement area 29, the deployment separation device movement area 30, In addition, the size of the insulation box should be determined in consideration of the dynamic behavior of all structures to be generated during the test process, such as the developed solar panel motion region 31.
본 발명은 인공위성에 장착되는 태양전지판이 우주에서 전개되는 거동을 지상에서 시험하여 관찰할 수 있도록 하는 인공위성 태양전지판 저온환경 전개시험장치에 관한 것으로 그 구조가 간결하고 장치구성비가 저가이며 시험의 신뢰도룰 높일 수 있도록 구성되어 있어 향후의 인공위성 태양전지판 전개시험장치 구성에 직접적으로 경제적, 기술적 파급효과를 제공할 수 있는 것이다.The present invention relates to a low temperature environment development test apparatus for satellite solar panel, which enables the solar panel mounted on the satellite to be tested on the ground and observe the behavior developed in space. The structure is simple, the device composition ratio is low, and the reliability of the test is Since it is configured to increase, it can provide economic and technical ripple effect directly to future satellite solar panel development test device configuration.
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