KR102184659B1 - Temperature maintaining device for space environmental test - Google Patents

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Abstract

본 발명은 내부가 진공 처리되는 열진공챔버와, 시험 부품의 일부 영역을 가열하거나 냉각하기 위해 상기 시험 부품의 상기 일부 영역에 근접하게 배치되는 항온모듈부와, 및 상기 항온모듈부에 전원을 공급하는 전원 공급부를 구비하고, 상기 항온모듈부는, 상기 전원 공급부에 의해 전류가 흐르면 일 면에서 다른 면으로 열이 이동하는 열전소자를 포함하고, 상기 항온모듈부는 상기 전원 공급부로부터 전원이 공급되면, 상기 시험 부품의 상기 일부 영역을 가열 또는 냉각시켜 상기 시험 부품에게 온도 편차를 형성해줌으로써 우주 환경을 모사하도록 이루어진 우주 환경 시험용 항온 유지 장치를 제공한다.The present invention supplies power to a thermal vacuum chamber in which the interior is vacuum-treated, a constant temperature module unit disposed close to the partial region of the test component to heat or cool a partial region of the test component, and the constant temperature module unit A power supply unit, wherein the constant temperature module unit includes a thermoelectric element that transfers heat from one side to the other when current flows by the power supply unit, and the constant temperature module unit, when power is supplied from the power supply unit, the There is provided a constant temperature maintenance device for a space environment test configured to simulate the space environment by heating or cooling the partial region of the test part to form a temperature deviation in the test part.

Description

우주 환경 시험용 항온 유지 장치{Temperature maintaining device for space environmental test}Temperature maintaining device for space environmental test

본 발명의 실시예들은 우주 환경 시험용 항온 유지 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 우주 환경 시험에서 열전소자를 이용하여 보다 정확한 온도 환경을 제공해주는 항온 유지 장치에 관한 것이다.Embodiments of the present invention relate to a constant temperature maintaining device for a space environment test, and more particularly, to a constant temperature maintaining device that provides a more accurate temperature environment using a thermoelectric element in a space environment test.

인공위성 및 인공위성에 탑재되기 위한 부품들은, 신뢰성을 검증 받기 위해 우주 환경 시험(environmental test)을 거쳐야 한다. 인공위성이 임무를 수행하는 우주 공간은, 10-5 Torr 이하의 고진공과 -190℃ 이하의 극저온인, 극한의 환경이다. 이러한 상황에서도 인공위성이 부여된 고유 임무를 수행하기 위해서는, 지상에서 우주의 극한 환경을 모사하여, 인공위성의 신뢰성을 검증하는 것이 필수적이다. 열진공챔버는 우주의 열 및 진공환경을 지상에서 모사해주는 환경 시험 장비이다. 열진공챔버를 이용하여 우주 환경을 모사함으로써, 인공위성 및 그 부품들의 열진공, 열평형 시험 등을 수행하게 되며, 인공위성 및 그 부품들로부터 온도 등 데이터를 수집하여 상태를 모니터링하고, 저장하는 과정을 거치게 된다. Satellites and components to be mounted on satellites must undergo environmental tests to verify their reliability. The outer space in which the satellite performs its mission is an extreme environment with high vacuum of 10 -5 Torr or less and cryogenic temperature of -190°C or less. Even in such a situation, it is essential to verify the reliability of the satellite by simulating the extreme environment of space on the ground in order to perform its own mission. The thermal vacuum chamber is an environmental test equipment that simulates the heat and vacuum environment of space on the ground. By simulating the space environment using a thermal vacuum chamber, thermal vacuum and thermal balance tests of the satellite and its components are performed, and the process of monitoring and storing data by collecting data such as temperature from the satellite and its components is performed. It goes through.

한편, 진공 환경에서는 대류에 의한 열 전달이 없기 때문에 냉각 또는 가열을 하기 위해서는 복사나 전도를 이용해야 한다. 구체적으로, 기존에는 우주 환경 시험에서 특정 환경을 모사하기 위해, 일정한 온도 유지가 필요할 경우 히터를 사용하여 발열하는 방법을 이용하였으며, 냉각은 특별한 행위 없이 (발열을 억제한 상태에서) 자연 복사하는 방법을 이용하였다. 이 경우, 냉각이 필요한 경우 오랜 시간이 소요되는 문제점이 있었다. 따라서, 우주 환경 모사를 위한 온도 제어가 용이하지 못하다는 문제점이 있었다. On the other hand, since there is no heat transfer by convection in a vacuum environment, radiation or conduction must be used for cooling or heating. Specifically, in the past, in order to simulate a specific environment in a space environment test, when it is necessary to maintain a constant temperature, a method of generating heat by using a heater was used, and cooling is a method of naturally radiating (with heat suppression) without any special action. Was used. In this case, when cooling is required, there is a problem that it takes a long time. Therefore, there is a problem that temperature control for simulating the space environment is not easy.

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또한, 실제 우주 환경에서는 외부 온도가 극저온이기 때문에, 하나의 부품에서도, 외부와 접하는 면과 내부에 접하는 면의 온도 차이가 발생하게 된다. 이러한 부품 내부에서의 온도 편차는, 부품의 크기, 부품이 인공위성 내부 중 어디에 위치하는지, 부품이 인공위성 내부 중 태양광이 입사되는 면에 위치하는지 태양광의 반대편에 위치하는지 여부, 인공위성이 지구의 근궤도를 공전하는지 원궤도를 공전하는지 여부 등에 따라 달라지게 된다. 특히, 부품의 크기가 커질수록 부품 양단의 온도 편차가 커지게 되고, 부품의 성능에 상당한 영향을 미치게 된다. 그런데, 기존의 우주 환경 시험 장치에서는, 이러한 부품 내부에서의 온도 편차나 온도 분포를 정밀하게 모사해주지 못하는 문제점이 있었다.
따라서, 기존의 히터를 이용한 가열 및 자연 복사를 이용한 냉각 방법의 개선이 요구된다. 본 발명은 상기와 같은 문제점을 포함하여 여러 문제점들을 해결하기 위한 것으로서, 우주 환경에서 부품 별로 발생하는 온도 편차를 정밀하게 모사해주고, 열전소자를 이용하여 높은 온도응답성을 가지는 우주 환경 시험용 항온 유지 장치를 제공하는 것을 목적으로 한다. 그러나 이러한 과제는 예시적인 것으로, 이에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.In addition, since the external temperature is extremely low in an actual space environment, a temperature difference between the surface in contact with the outside and the surface in contact with the inside occurs even in one component. The temperature deviation within these parts is determined by the size of the part, where the part is located inside the satellite, whether the part is located on the side of the satellite where sunlight is incident or on the opposite side of the sunlight, and the satellite determines the near orbit of the earth. It depends on whether it orbits or orbits. In particular, as the size of the part increases, the temperature deviation between both ends of the part increases, and the performance of the part is significantly affected. However, in the existing space environment test apparatus, there is a problem in that the temperature deviation or temperature distribution inside such a component cannot be accurately simulated.
Therefore, there is a need for improvement of a heating method using a conventional heater and a cooling method using natural radiation. The present invention is to solve a number of problems, including the above problems, and accurately simulates the temperature deviation occurring for each part in the space environment, and uses a thermoelectric element to maintain a constant temperature for space environment test having high temperature response It aims to provide. However, these problems are exemplary, and the scope of the present invention is not limited thereby.

본 발명의 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치는, 내부가 진공 처리되는 열진공챔버; 시험 부품의 일부 영역을 가열하거나 냉각하기 위해 상기 시험 부품의 상기 일부 영역에 근접하게 배치되는 항온모듈부; 및 상기 항온모듈부에 전원을 공급하는 전원 공급부;를 구비하고, 상기 항온모듈부는, 상기 전원 공급부에 의해 전류가 흐르면 일 면에서 다른 면으로 열이 이동하는 열전소자를 포함하고, 상기 항온모듈부는 상기 전원 공급부로부터 전원이 공급되면, 상기 시험 부품의 상기 일부 영역을 가열 또는 냉각시켜 상기 시험 부품에게 온도 편차를 형성해줌으로써 우주 환경을 모사하도록 이루어질 수 있다.In accordance with an embodiment of the present invention, an apparatus for maintaining a constant temperature for a space environment test includes: a thermal vacuum chamber in which the interior is vacuum treated; A constant temperature module unit disposed adjacent to the partial region of the test component to heat or cool a partial region of the test component; And a power supply unit for supplying power to the constant temperature module unit, wherein the constant temperature module unit includes a thermoelectric element for transferring heat from one surface to the other when current flows by the power supply unit, and the constant temperature module unit When power is supplied from the power supply, the partial region of the test part is heated or cooled to form a temperature deviation in the test part, thereby simulating the space environment.

일 실시예에 따르면, 상기 항온모듈부는, 제1 항온모듈부 및 제2 항온모듈부를 포함하는 복수의 항온모듈부로 이루어지고, 상기 제1 항온모듈부는 상기 시험 부품의 제1 영역에 배치되고, 상기 제2 항온모듈부는 상기 제1 영역과는 다른, 상기 시험 부품의 제2 영역에 배치되고, 상기 제1 항온모듈부 및 상기 제2 항온모듈부는, 상기 제1 영역 및 상기 제2 영역이 각각 서로 다른 온도를 유지하도록 동작함으로써, 상기 시험 부품에게 특정한 온도 구배(gradient)를 형성해줄 수 있다. According to an embodiment, the constant temperature module unit includes a plurality of constant temperature module units including a first constant temperature module unit and a second constant temperature module unit, and the first constant temperature module unit is disposed in a first area of the test component, and the The second constant temperature module unit is disposed in a second region of the test component different from the first region, and the first constant temperature module unit and the second constant temperature module unit each have the first region and the second region. By operating to maintain different temperatures, it is possible to create a specific temperature gradient for the test part.

일 실시예에 따르면, 상기 항온모듈부는 방열부를 더 포함하고, 상기 방열부는 상기 열전소자와 상기 시험 부품의 사이에 위치할 수 있다. According to an embodiment, the constant temperature module portion may further include a radiating part, and the radiating part may be located between the thermoelectric element and the test component.

일 실시예에 따르면, 상기 방열부는 열 전도가 좋은 금속 재료로 제작되고, 평행하게 배열된 복수 개의 방열핀으로 이루어질 수 있다. According to an embodiment, the heat dissipation unit may be made of a metal material having good heat conduction, and may include a plurality of heat dissipation fins arranged in parallel.

일 실시예에 따르면, 상기 열전소자는 펠티어 소자(Peltier element)를 포함할 수 있다. According to an embodiment, the thermoelectric element may include a Peltier element.

일 실시예에 따르면, 상기 열진공챔버는, 대류에 의한 열 이동을 차단하도록 10-5 Torr 이하의 진공도를 가질 수 있다.According to an embodiment, the thermal vacuum chamber may have a vacuum degree of 10 -5 Torr or less to block heat transfer due to convection.

전술한 것 외의 다른 측면, 특징, 이점이 이하의 도면, 특허청구범위 및 발명의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.Other aspects, features, and advantages other than those described above will become apparent from the following drawings, claims, and detailed description of the invention.

상술한 바와 같이 이루어진 본 발명의 일 실시예에 따르면, 우주 환경 시험에서 가열 및 냉각에 소요되는 시간을 줄일 수 있다. According to an embodiment of the present invention made as described above, it is possible to reduce the time required for heating and cooling in the space environment test.

또한, 우주 환경 시험에서 열전소자를 이용하여 더욱 정확하고 정밀한 온도 환경을 모사할 수 있다. In addition, it is possible to simulate a more accurate and precise temperature environment by using a thermoelectric element in a space environment test.

특히, 인공위성에 탑재되기 위한 일 부품에 대하여, 상기 일 부품의 일부 영역과 다른 영역에 온도 편차를 만들어줄 수 있어, 정확한 우주 환경을 모사할 수 있다. In particular, with respect to a component to be mounted on an artificial satellite, a temperature difference can be made in a region different from that of a part of the component, so that an accurate space environment can be simulated.

이를 통해, 온도에 민감한 부품들에 대하여 더욱 신뢰성 있는 성능 검사를 수행할 수 있다. Through this, it is possible to perform more reliable performance tests on temperature-sensitive components.

물론 이러한 효과들에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.Of course, the scope of the present invention is not limited by these effects.

도 1은 우주 환경을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 도 2의 항온모듈부를 개략적으로 예시하는 도면이다.
도 4는 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치를 개략적으로 도시한 도면이다.1 is a diagram schematically showing an outer space environment.
2 is a diagram schematically showing a constant temperature maintenance apparatus for a space environment test according to an embodiment of the present invention.
3 is a diagram schematically illustrating a constant temperature module of FIG. 2 according to an embodiment of the present invention.
4 is a diagram schematically showing an apparatus for maintaining a constant temperature for a space environment test according to another embodiment of the present invention.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예들을 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고, 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.Since the present invention can apply various transformations and have various embodiments, specific embodiments are illustrated in the drawings, and will be described in detail in the detailed description. However, this is not intended to limit the present invention to a specific embodiment, it is to be understood to include all conversions, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention. In describing the present invention, when it is determined that a detailed description of a related known technology may obscure the subject matter of the present invention, a detailed description thereof will be omitted.

본 명세서에서 사용되는 제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 구성요소들은 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. Terms such as first and second used in the present specification may be used to describe various components, but the components should not be limited by terms. The terms are only used for the purpose of distinguishing one component from another component.

본 명세서에서 사용되는 x축, y축 및 z축은 직교 좌표계 상의 세 축으로 한정되지 않고, 이를 포함하는 넓은 의미로 해석될 수 있다. 예를 들어, x축, y축 및 z축은 서로 직교할 수도 있지만, 서로 직교하지 않는 서로 다른 방향을 지칭할 수도 있다.The x-axis, y-axis, and z-axis used in the present specification are not limited to three axes on a Cartesian coordinate system, and may be interpreted in a broad sense including them. For example, the x-axis, y-axis, and z-axis may be orthogonal to each other, but may refer to different directions that are not orthogonal to each other.

이하, 본 발명에 따른 실시예들을 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명함에 있어 실질적으로 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 도면에서 여러 층 및 영역을 명확하게 표현하기 위하여 두께를 확대하여 나타내었다. 그리고 도면에서, 설명의 편의를 위해 일부 층 및 영역의 두께를 과장되게 나타내었다.Hereinafter, embodiments according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings, and in the description with reference to the drawings, substantially identical or corresponding components are given the same reference numbers, and redundant descriptions thereof will be omitted do. In the drawings, the thicknesses are enlarged to clearly express various layers and regions. In addition, in the drawings, the thicknesses of some layers and regions are exaggerated for convenience of description.

도 1은 우주 환경을 개략적으로 도시한 도면이다.1 is a diagram schematically showing an outer space environment.

도 1을 참조하면, 우주 환경은 태양(S), 지구(미도시), 및 인공위성(100)을 포함할 수 있다. 인공위성(100)은, 부여된 임무를 수행하기 위해 여러 가지 부품(equipment)들을 구비한다. 예를 들면, 인공위성(100)은, 제1 부품(110) 및 제2 부품(120)을 구비할 수 있다. 또한 인공위성(100)의 외곽 면은, 복사를 차단하기 위해 다층박막단열재(Multi-Layer Insulation; MLI)로 이루어질 수 있다. 이러한 다층박막단열재는, 복수 겹의 단열 재질로 이루어지므로, 복사열 전달 경로를 차단하는 데 효과적이다.Referring to FIG. 1, the space environment may include the sun (S), the earth (not shown), and an artificial satellite 100. The satellite 100 is equipped with various equipment to perform its assigned mission. For example, the satellite 100 may include a first component 110 and a second component 120. In addition, the outer surface of the satellite 100 may be made of a multi-layer insulation (MLI) to block radiation. Since such a multi-layered thin film insulation material is made of a plurality of layers of insulation material, it is effective in blocking a radiant heat transfer path.

제1 부품(110) 및 제2 부품(120)을 포함하는 인공위성(100)의 부품들이 인공위성에 탑재되기 위해서는, 신뢰성 확보를 위해 우주 환경 시험(environmental test)을 거쳐야 한다. 우주 환경 시험에서는, 제1 부품(110) 및 제2 부품(120)에 대하여, 우주 환경과 동일한 열 환경(또는 온도 환경) 및 진공 환경을 모사해주어야 한다. In order for the components of the satellite 100 including the first component 110 and the second component 120 to be mounted on the satellite, it must undergo an environmental test to secure reliability. In the space environment test, for the first component 110 and the second component 120, the same thermal environment (or temperature environment) and vacuum environment as the space environment must be simulated.

그런데 우주 환경에서 제1 부품(110)에 대하여 일정한 온도가 형성되지 않을 수 있다. 비록 인공위성(100)의 표면이 다층박막단열재(MLI)로 이루어지더라도, 인공위성(100)의 외부는 극저온이며, 인공위성(100)의 내부는 다양한 부품들로 인한 발열이 일어나기 때문에, 제1 부품(110) 내에서도 온도 편차가 형성될 수 있다. 구체적으로, 제1 부품(110)에서, 인공위성(100)의 외부에 접하는 제1 면(111)의 온도보다, 인공위성(100)의 내부에 위치하는 제2 면(112)의 온도가 더 높을 수 있다. 또한 제2 부품(120)에서 인공위성(100)의 외부에 접하는 제2 면(121)의 온도보다, 인공위성(100)의 내부에 위치하는 제2 면(122)의 온도가 더 높을 수 있다. 예를 들면, 제2 부품(120)의 제1 면(121)의 온도는 섭씨 -100도를 만족하는데, 제2 면(122)의 온도는 섭씨 -40도에 수렴할 수 있다. However, a constant temperature may not be formed with respect to the first component 110 in the space environment. Although the surface of the satellite 100 is made of a multi-layered thin film insulating material (MLI), the outside of the satellite 100 is cryogenic, and the inside of the satellite 100 generates heat due to various parts, so the first part ( Even within 110), temperature deviation may be formed. Specifically, in the first part 110, the temperature of the second surface 112 located inside the satellite 100 may be higher than the temperature of the first surface 111 in contact with the outside of the satellite 100. have. In addition, the temperature of the second surface 122 located inside the satellite 100 may be higher than the temperature of the second surface 121 in contact with the outside of the satellite 100 in the second component 120. For example, the temperature of the first surface 121 of the second component 120 satisfies -100 degrees Celsius, and the temperature of the second surface 122 may converge to -40 degrees Celsius.

이러한 부품에서의 온도 편차는, 부품들이 인공위성(100) 내부에서 태양(S)을 향하는 면에 위치하는지(예: 제1 부품(110)), 태양(S)과 반대편 면에 위치하는지(예: 제2 부품(120)) 여부에 따라서도 달라질 수 있다. 예를 들면, 태양(S)으로부터의 복사에너지(E)의 영향으로 인해, 제1 부품(110)의 제1 면(111)의 온도보다, 제2 부품(120)의 제1 면(121)의 온도가 더 낮을 수 있다. 예를 들면, 제1 부품(110)에 형성되는 온도 편차보다, 제2 부품(120)에 형성되는 온도 편차가 더 클 수 있다. The temperature deviation in these parts is whether the parts are located on the side facing the sun (S) inside the satellite 100 (eg, the first part 110) or on the opposite side to the sun (S) (eg: It may also vary depending on whether the second component 120 is present. For example, due to the influence of radiant energy (E) from the sun (S), the first side (121) of the second part (120) than the temperature of the first side (111) of the first part (110) May have a lower temperature. For example, the temperature deviation formed in the second component 120 may be greater than the temperature deviation formed in the first component 110.

또한, 이러한 온도 편차는, 부품(equipment)들의 크기에 따라서도 달라질 수 있다. 예를 들면, 소형 부품의 경우 거의 온도 편차가 매우 미미할 수 있으나, 부품의 크기가 클수록(예를 들면, 부품의 폭이 1미터 이상인 경우) 부품에서 형성되는 온도 편차가 클 수 있다. In addition, this temperature variation may vary depending on the size of the equipment. For example, in the case of a small part, the temperature deviation may be very small, but the larger the part size (for example, if the part is more than 1 meter wide), the greater the temperature deviation formed in the part.

뿐만 아니라, 인공위성(100)내부의 부품들의 구조, 위치에 따라서도, 부품마다 서로 다른 다양한 온도 구배(gradient)를 가질 수 있다. In addition, depending on the structure and location of the components inside the satellite 100, each component may have a different temperature gradient.

따라서, 이러한 온도 환경을 정확하고 정밀하게 모사하기 위한 방안이 요구된다. 구체적으로, 각각의 부품 안에서 형성되는 온도 편차를 모사할 수 있는 우주 환경 시험 장치가 필요하다. Therefore, there is a need for a method to accurately and accurately simulate this temperature environment. Specifically, there is a need for a space environment test apparatus capable of simulating the temperature deviation formed within each component.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치를 개략적으로 도시한 도면이다. 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 도 2의 항온모듈부를 개략적으로 예시하는 도면이다. 2 is a diagram schematically showing a constant temperature maintenance apparatus for a space environment test according to an embodiment of the present invention. 3 is a diagram schematically illustrating a constant temperature module of FIG. 2 according to an embodiment of the present invention.

도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치(200)는, 열진공챔버(210), 인공위성에 탑재되기 위하여 우주 환경에서의 적합성을 시험하기 위한 시험 부품(230), 상기 시험 부품의 일부 영역을 가열하거나 냉각하기 위한 항온모듈부(220), 및 상기 항온모듈부(220)에 전원을 공급하는 전원 공급부(240)를 포함한다. Referring to FIG. 2, the apparatus 200 for maintaining a constant temperature for a space environment test according to an embodiment of the present invention includes a thermal vacuum chamber 210, a test component 230 for testing suitability in an space environment to be mounted on an artificial satellite. ), a constant temperature module unit 220 for heating or cooling a partial region of the test component, and a power supply unit 240 for supplying power to the constant temperature module unit 220.

열진공챔버(210)는, 대류에 의한 열 이동을 차단하고, 우주 환경을 모사하기 위해 10-5 Torr 이하의 진공도를 가질 수 있다. 시험 부품(230)는, 도 1의 제1 부품(110) 또는 제2 부품(120)에 상응할 수 있다. 항온모듈부(220)는, 인공위성(100)에서의 환경을 정밀하게 모사하기 위해, 시험 부품(230)의 일부 영역을 국부적으로 가열하거나 냉각하는 데 이용될 수 있다. 항온모듈부(220)는, 시험 부품(230)이 정밀한 온도 구배(gradient)를 유지하도록 할 수 있다. 항온모듈부(220)는, 전류가 흐르면 일 면에서 다른 면으로 열이 이동하는 열전소자(thermoelectric element)(예: 펠티에 소자(Peltier effect element))를 포함한다. 항온모듈부(220)는, 시험 부품(230)의 일 면에 근접하게 배치되거나 일 면에 부착됨으로써, 시험 부품(230)에게 항온의 온도 편차를 제공해줄 수 있다. The thermal vacuum chamber 210 may have a vacuum degree of 10 -5 Torr or less in order to block heat movement due to convection and simulate a space environment. The test part 230 may correspond to the first part 110 or the second part 120 of FIG. 1. The constant temperature module unit 220 may be used to locally heat or cool a partial region of the test component 230 in order to accurately simulate the environment in the satellite 100. The constant temperature module unit 220 may allow the test component 230 to maintain a precise temperature gradient. The constant temperature module unit 220 includes a thermoelectric element (eg, a Peltier effect element) in which heat moves from one surface to another when a current flows. The constant temperature module unit 220 may be disposed close to or attached to one surface of the test part 230 to provide a temperature deviation of constant temperature to the test part 230.

도 3을 참조하면, 항온모듈부(220)는, 열전소자(301) 및 방열부(302)를 포함할 수 있다. 열전소자(301)는, 직류 전기를 흘렸을 때 열전 효과에 의해 양면에 온도 차가 발생되어, 일면은 냉각되고, 타면은 가열되는 구성요소로서, 전류의 방향에 따라 냉각 또는 가열되는 면이 변환될 수 있다. 즉, 항온모듈부(220)는, 전원 공급부(240)에 의해 인가되는 전류의 방향에 따라, 냉각용 또는 가열용으로 이용될 수 있다. 사용자는, 단순히 전원 공급부(240)의 전원의 방향을 제어함으로써 항온모듈부(220)를 냉각용 또는 가열용으로 제어할 수 있다. Referring to FIG. 3, the constant temperature module unit 220 may include a thermoelectric element 301 and a heat dissipation unit 302. The thermoelectric element 301 is a component that generates a temperature difference on both sides due to a thermoelectric effect when direct current is passed, so that one side is cooled and the other side is a heated component, and the side to be cooled or heated according to the direction of current can be converted. have. That is, the constant temperature module unit 220 may be used for cooling or heating, depending on the direction of the current applied by the power supply unit 240. The user can control the constant temperature module unit 220 for cooling or heating by simply controlling the direction of the power of the power supply unit 240.

열전소자(301)는, 펠티어 효과(Peltier effect)를 이용하는 펠티어 소자일 수 있다. 열전소자(301)는, 예를 들면, 시험에 필요한 열 전달 량에 따라 다수 개를 병렬로 연결하여 사용할 수 있다. 항온모듈부(220)는, 예를 들면, 이러한 열전소자들이 각각 정해진 위치에 있도록 일정 두께의 판에 열전소자 자리를 가공하고 그 자리에 각각의 열전소자를 삽입, 접착하여 다수의 소자를 하나의 판으로 제작한 것일 수 있다. 다만 이는 예시에 불과하며, 본 발명은 이에 한정되지 않는다. The thermoelectric element 301 may be a Peltier element using a Peltier effect. The thermoelectric element 301 may be used by connecting a plurality of thermoelectric elements 301 in parallel according to the amount of heat transfer required for the test. The constant temperature module unit 220, for example, processes a thermoelectric element seat on a plate having a predetermined thickness so that the thermoelectric elements are at a predetermined position, and inserts and adheres each thermoelectric element to the seat to combine a plurality of elements into one. It may be made of a plate. However, this is only an example, and the present invention is not limited thereto.

방열부(302)는, 열전소자(301)로부터 신속하게 주변으로 열을 발산시킬 수 있다. 방열부(302)는 열 전도가 좋은 구리, 알루미늄 등의 금속판으로 제작될 수 있다. 방열부(302)는, 복수 개의 나란히 배열된 방열핀으로 이루어질 수 있다. 방열부(302)는, 열전소자(301)와 접촉하거나, 또는 일정한 이격 공간을 가지며 배치될 수 있다. 방열부(302)와 접촉하고 있는 열전소자(301)의 면이 온접점이면 열의 전도(conduction)에 의하여 방열핀의 온도가 올라가서 방열부(302)는 가열용으로 사용되고, 방열부(302)와 접촉하고 있는 열전소자(301)의 면이 냉접점이면 방열핀의 온도가 낮아져서 방열부(302)는 냉각용으로 사용될 수 있다. The heat dissipation unit 302 can rapidly dissipate heat from the thermoelectric element 301 to the surroundings. The heat dissipation unit 302 may be made of a metal plate such as copper or aluminum having good heat conduction. The radiating part 302 may be formed of a plurality of radiating fins arranged side by side. The heat dissipation unit 302 may be disposed in contact with the thermoelectric element 301 or having a predetermined spaced space. If the surface of the thermoelectric element 301 in contact with the heat dissipation part 302 is a hot contact, the temperature of the heat dissipation fin rises by conduction of heat, so that the heat dissipation part 302 is used for heating and contacts the heat dissipation part 302 If the surface of the thermoelectric element 301 being used is a cold junction, the temperature of the radiating fin is lowered, so that the radiating part 302 can be used for cooling.

이러한 열전소자(301) 및 방열부(302)를 포함하는 항온모듈부(220)는, 시험 부품(230) 주변을 국부적으로 냉각 또는 가열시킬 수 있다. The constant temperature module unit 220 including the thermoelectric element 301 and the heat dissipation unit 302 may locally cool or heat the vicinity of the test component 230.

도 2에 도시된 우주 환경 시험용 항온 유지 장치(200) 및 도 3에 도시된 항온모듈부(220)는, 본 발명의 일 실시예일뿐이며, 본 발명이 이에 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 다양한 실시예에 따른 항온모듈부는, 열전소자 및 방열부를 포함하는 다양한 구조로 제작될 수 있다. The constant temperature maintenance device 200 for space environment test shown in FIG. 2 and the constant temperature module unit 220 shown in FIG. 3 are only an embodiment of the present invention, and the present invention is not limited thereto. The constant temperature module unit according to various embodiments of the present disclosure may be manufactured in various structures including a thermoelectric element and a heat radiating unit.

도 4는 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치를 개략적으로 도시한 도면이다.4 is a diagram schematically showing an apparatus for maintaining a constant temperature for a space environment test according to another embodiment of the present invention.

도 4를 참조하면, 우주 환경 시험용 항온 유지 장치는, 제1 항온모듈부(410) 및 제2 항온모듈부(420)를 포함하는 복수의 항온모듈부를 구비할 수 있다. 제1 항온모듈부(410) 및 제2 항온모듈부(420)는, 시험 부품(230)의 서로 다른 영역에 각각 부착되거나 근접하도록 배치될 수 있다. 제1 항온모듈부(410)가 시험 부품(230)의 제1 영역에 배치되고, 제2 항온모듈부(420)가 제1 영역과는 다른 제2 영역에 배치될 수 있다. 이렇게 복수 개의 항온모듈부를 사용함으로써, 우주 환경 시험용 항온 유지 장치는 시험 부품(230)에게 매우 정밀한 우주 환경 및 온도 구배를 모사해줄 수 있다. 제1 항온모듈부(410) 및 제2 항온모듈부(420)를 포함하는 복수의 항온모듈부는, 전원 공급부(예: 전원 공급부(240))를 통해 각각 독립적으로 제어될 수 있다. Referring to FIG. 4, the apparatus for maintaining a constant temperature for a space environment test may include a plurality of constant temperature module units including a first constant temperature module unit 410 and a second constant temperature module unit 420. The first constant temperature module unit 410 and the second constant temperature module unit 420 may be attached to or disposed adjacent to different regions of the test component 230, respectively. The first constant temperature module unit 410 may be disposed in a first area of the test component 230, and the second constant temperature module unit 420 may be disposed in a second area different from the first area. By using a plurality of constant temperature module units in this way, the constant temperature maintenance device for a space environment test can simulate a very precise space environment and temperature gradient to the test component 230. A plurality of constant temperature module units including the first constant temperature module unit 410 and the second constant temperature module unit 420 may be independently controlled through a power supply unit (eg, the power supply unit 240).

상술한 바와 같은 본 발명의 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치는, 시험 부품에 대하여 정확하고 정확한 우주 환경을 모사해줄 수 있다. 또한, 본 발명의 일 실시예에 따른 우주 환경 시험용 항온 유지 장치는, 열전소자를 이용함으로써 우주 환경 시험에서 가열 및 냉각에 소요되는 시간을 감소시켜주므로, 높은 온도응답성을 이용한 효율적인 우주 환경 모사를 실현시킬 수 있다. The apparatus for maintaining a constant temperature for a space environment test according to an embodiment of the present invention as described above can accurately and accurately simulate a space environment for a test part. In addition, the apparatus for maintaining a constant temperature for a space environment test according to an embodiment of the present invention reduces the time required for heating and cooling in a space environment test by using a thermoelectric element, thereby enabling efficient space environment simulation using high temperature response. Can be realized.

이와 같이 본 발명은 도면에 도시된 일 실시예를 참고로 하여 설명하였으나, 이는 예시적인 것에 불과하며 당해 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 실시예의 변형이 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.As described above, the present invention has been described with reference to an embodiment shown in the drawings, but this is only illustrative, and it will be understood by those of ordinary skill in the art that various modifications and variations of the embodiment are possible therefrom. . Therefore, the true technical protection scope of the present invention should be determined by the technical spirit of the appended claims.

S: 태양 E: 복사에너지
100: 인공위성 110: 제1 부품
111: 제1 부품의 제1 면 112: 제1 부품의 제2 면
120: 제2 부품 121: 제2 부품의 제1 면
122: 제2 부품의 제2 면 200: 우주 환경 시험용 항온 유지 장치
210: 열진공챔버 220: 항온모듈부
230: 시험 부품 240: 전원 공급부
301: 열전소자 302: 방열부
410: 제1 항온모듈부 420: 제2 항온모듈부S: sun E: radiant energy
100: satellite 110: first part
111: first side of the first part 112: second side of the first part
120: second part 121: first side of the second part
122: second side of the second part 200: thermostat for space environment test
210: thermal vacuum chamber 220: constant temperature module unit
230: test part 240: power supply
301: thermoelectric element 302: radiator
410: first constant temperature module unit 420: second constant temperature module unit

Claims (6)

내부가 진공 처리되는 열진공챔버;
상기 열진공챔버 내부에 배치되는 시험 부품의 일부 영역을 가열하거나 냉각하기 위해 상기 시험 부품의 상기 일부 영역에 근접하게 배치되는 항온모듈부; 및
상기 항온모듈부에 전원을 공급하는 전원 공급부;를 구비하고,
상기 항온모듈부는, 상기 전원 공급부에 의해 전류가 흐르면 일 면에서 다른 면으로 열이 이동하는 열전소자를 포함하고,
상기 항온모듈부는 상기 전원 공급부로부터 전원이 공급되면, 상기 시험 부품의 상기 일부 영역을 가열 또는 냉각시켜 상기 시험 부품에게 온도 편차를 형성해줌으로써 우주 환경을 모사하도록 이루어지고,
상기 항온모듈부는, 상기 시험 부품의 제1 영역에 배치되는 제1 항온모듈부 및 상기 시험 부품의 상기 제1 영역의 반대편인 제2 영역에 배치되는 제2 항온모듈부를 포함하며,
상기 제1 항온모듈부 및 상기 제2 항온모듈부는, 상기 시험 부품의 크기로 인해 상기 제1 항온모듈부와 상기 제2 항온모듈부의 거리가 멀 수록, 더 큰 온도 차이를 형성하도록 제어되는, 우주 환경 시험용 항온 유지 장치. A thermal vacuum chamber in which the interior is vacuum-treated;
A constant temperature module unit disposed in proximity to the partial region of the test component to heat or cool a partial region of the test component disposed inside the thermal vacuum chamber; And
And a power supply unit for supplying power to the constant temperature module unit,
The constant temperature module unit includes a thermoelectric element that transfers heat from one surface to the other when current flows by the power supply unit,
When power is supplied from the power supply unit, the constant temperature module unit heats or cools the partial region of the test part to form a temperature deviation in the test part to simulate the space environment,
The constant temperature module unit includes a first constant temperature module unit disposed in a first region of the test component and a second constant temperature module unit disposed in a second region opposite to the first region of the test component,
The first constant temperature module unit and the second constant temperature module unit are controlled to form a larger temperature difference as the distance between the first constant temperature module unit and the second constant temperature module unit increases due to the size of the test component. Constant temperature holding device for environmental testing. 제 1 항에 있어서,
상기 제1 항온모듈부 및 상기 제2 항온모듈부는, 상기 제1 영역 및 상기 제2 영역이 각각 서로 다른 온도를 유지하도록 동작함으로써, 상기 시험 부품에게 특정한 온도 구배(gradient)를 형성해주는 우주 환경 시험용 항온 유지 장치. The method of claim 1,
The first constant temperature module unit and the second constant temperature module unit are operated to maintain different temperatures in the first region and the second region, respectively, thereby forming a specific temperature gradient for the test part. Constant temperature holding device. 제 1 항에 있어서,
상기 항온모듈부는 방열부를 더 포함하고,
상기 방열부는 상기 열전소자와 상기 시험 부품의 사이에 위치하는 우주 환경 시험용 항온 유지 장치. The method of claim 1,
The constant temperature module unit further includes a heat radiation unit,
The heat dissipation unit is a space environment test constant temperature holding device positioned between the thermoelectric element and the test component. 제 3 항에 있어서,
상기 방열부는 열 전도가 좋은 금속 재료로 제작되고, 평행하게 배열된 복수 개의 방열핀으로 이루어지는 우주 환경 시험용 항온 유지 장치. The method of claim 3,
The heat dissipation unit is made of a metal material with good heat conduction, and a space environment test constant temperature maintenance device comprising a plurality of heat dissipation fins arranged in parallel. 제 4 항에 있어서,
상기 열전소자는 펠티어 소자(Peltier element)를 포함하는 우주 환경 시험용 항온 유지 장치. The method of claim 4,
The thermoelectric device is a constant temperature maintenance device for space environment testing including a Peltier element. 제 5 항에 있어서,
상기 열진공챔버는, 대류에 의한 열 이동을 차단하도록 10-5 Torr 이하의 진공도를 가지는 우주 환경 시험용 항온 유지 장치.The method of claim 5,
The thermo-vacuum chamber has a vacuum degree of 10 -5 Torr or less to block heat transfer due to convection.
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