KR102496872B1 - 태양광 패널 모듈 및 우주비행체 - Google Patents
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Abstract
태양광 패널 모듈은 태양광 패널, 상기 태양광 패널의 평면에 결합되고, 마이크로 챔버와 점화 회로를 포함하는 인쇄회로기판, 및 상기 마이크로 챔버에 삽입되고, 상기 점화 회로에 연결되는 추진제를 포함할 수 있다.
Description
본 발명은 추력 기능을 포함하는 태양광 패널 모듈 및 미소 로켓이 배열된 외벽을 포함하는 우주비행체에 관한 것이다.
지구 궤도를 도는 인공위성, 우주정거장, 우주망원경과 다른 천체 주변의 궤도를 도는 우주탐사선 등 대기권 밖의 우주공간을 항행하는 우주비행체는 궤도 상에서의 위치 유지와 자세 제어, 도킹 과정에서의 인접 기동, 추진 방향 설정 등을 위하여 추력 장치를 포함한다. 추력이란 추진체가 주위의 유체를 밀어내거나 연료를 연소하여 분사함으로써 그에 대한 반작용으로 받는 추진력을 말한다.
우주비행체는 주위에 유체가 없거나 희박하므로 로켓기관을 이용한다. 로켓은 공기가 없는 곳에서도 순전히 연료를 태워서 고압가스를 내뿜는 것을 이용해 앞으로 나아가는 추진기관으로, 로켓은 비행하는 데 필요한 힘을 연료와 산화제의 연소 작용에 의해서 발생된 연소가스를 엔진의 노즐 밖으로 보냄으로써 얻는다. 가스를 밖으로 보내면 작용-반작용법칙 또는 운동량 보존의 법칙에 의해서 그 가스가 가진 운동량만큼 로켓이 추진력을 얻게 된다.
로켓의 추진기관은 추진제의 종류에 따라서 크게 고체추진기관과 액체추진기관으로 나누어진다. 고체추진 로켓은 산화제와 연료를 하나의 화합물로 섞어 로켓추진기관의 내부에 고체 형태로 충전하는 것이다. 연료통 내부에는 연료와 산화제가 혼합된 고체추진제가 들어 있어서 점화가 되면 이 추진제가 연소하여 발생하는 가스를 분사노즐로 분출하게 된다.
액체추진 로켓은 연료와 산화제를 탱크에 각각 싣고 로켓에 장착된다. 연료로는 등유가 많이 사용되며, 산화제로는 액체 산소가 사용된다. 액체추진기관은 자동차 엔진에 연료와 산소가 공급되는 것처럼 로켓에 있는 연소실로 연료와 산화제를 주입해서 연소실 내에서 연소를 하게하여 그 연소가스를 분사노즐로 분출하게 된다.
최근에는 큐브샛(cubesat) 또는 큐브위성으로 불리는 초소형 인공위성이 개발되고 있다. 현재 정립된 큐브위성의 기본 표준은 가로, 세로, 높이가 10cm 이내, 1L 부피 이내가 규격이 되며, 이를 '유닛(UNIT)'이라고 부른다. 유닛 하나로 구성되었으면 1U 큐브샛(1U CubeSat), 2개면 2U 큐브샛(2U CubeSat)으로 부른다. 일반적인 인공위성과 달리, 큐브샛은 크기가 작고 간단한 디자인과 내구성을 가지고 있어 내부에 들어가는 탑재체들이 파괴되지 않고 잘 견딜 수 있다. 또한 정해진 규격이 있으므로 같은 발사체를 사용하여 여러 대를 발사할 수 있다. 이는 비용이 적게 들고 대량 생산이 가능하다는 것을 의미하며, 일반적인 인공위성만큼 다양하고 거대한 임무를 수행할 수는 없으나 여러 대, 혹은 수십 대를 쏘아올려 동시에 넓은 범위를 커버할 수 있다는 장점이 있다.
이러한 큐브위성은 여러 대가 편대비행을 하기 때문에 자세 제어, 간격 유지 등을 위한 추력기관이 필수적이다. 그러나 종래에 우주비행체에 탑재된 추력기는 크고 무거워 큐브위성에는 적용하기 어려운 점이 있다. 특히 액체추진기관은 별도의 연료탱크도 필요하기 때문에 적용하기 어려운 점이 있다.
본 발명은 미소 추력을 발생시킬 수 있도록 미소 로켓이 배열된 태양광 패널 모듈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명은 미소 추력을 통한 자세 제어가 가능하도록 외벽에 미소 로켓이 배열된 우주비행체를 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 사상에 따른 태양광 패널 모듈은, 태양광 패널, 상기 태양광 패널의 평면에 결합되고, 마이크로 챔버와 점화 회로를 포함하는 인쇄회로기판, 및 상기 마이크로 챔버에 삽입되고, 상기 점화 회로에 연결되는 추진제를 포함할 수 있다.
상기 태양광 패널 모듈은 상기 태양광 패널과 상기 인쇄회로기판의 사이에 배치되는 보강층을 더 포함할 수 있다.
상기 태양광 패널 모듈은 상기 인쇄회로기판과 상기 보강층을 결합시키도록 상기 인쇄회로기판과 상기 보강층의 사이에 배치되는 보강층 접착층을 더 포함할 수 있다.
본 발명의 사상에 따른 우주비행체는, 내부에 탑재체을 수용하는 프레임, 상기 프레임의 외측에 결합되고, 마이크로 챔버와 점화 회로를 포함하는 인쇄회로기판, 및 상기 마이크로 챔버에 삽입되고, 상기 점화 회로에 연결되는 추진제를 포함할 수 있다.
상기 인쇄회로기판은 상기 프레임의 외벽을 형성하고, 투명 재질을 포함할 수 있다.
상기 우주비행체는 상기 인쇄회로기판의 저면에 결합되는 보강층을 더 포함할 수 있다.
상기 우주비행체는 상기 인쇄회로기판의 저면에 결합되는 태양광 패널을 더 포함할 수 있다.
상기 인쇄회로기판은 복수의 마이크로 챔버를 포함할 수 있다. 상기 점화 회로는 상기 복수의 마이크로 챔버의 각각을 별개로 점화할 수 있도록 구성될 수 있다.
본 발명의 사상에 따른 태양광 패널 모듈 제조 방법은, 태양광 패널의 평면에 보강층을 결합하는 단계, 인쇄회로기판의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계, 상기 인쇄회로기판을 상기 보강층의 평면에 결합하는 단계, 상기 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계, 및 상기 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계를 포함할 수 있다.
상기 태양광 패널의 평면에 보강층을 결합하는 단계는, 상기 보강층의 저면에 접착제를 도포하는 단계, 상기 태양광 패널의 평면에 보강층을 배치하여 상기 접착제를 경화시키는 단계를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 태양광 패널 모듈은 태양광 패널 위에 미소 로켓을 배열하여 추력 제공 기능과 발전 기능을 동시에 제공할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 우주비행체는 태양광 패널을 비롯하여 우주비행체에 포함되는 다양한 부품 위에 패키징 하여 별도의 공간 및 질량(mass budget)을 소모하지 않고도 자세 제어를 위한 추력을 발생시킬 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시에에 따른 우주비행체를 나타낸 사시도,
도 2는 도 1의 우주비행체의 분해 사시도,
도 3은 도 2의 태양광 패널 모듈의 분해 사시도,
도 4는 도 2의 태양광 패널 모듈의 일부의 단면도,
도 5는 도 4의 인쇄회로기판의 점화 회로를 보여주는 도면,
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널의 제조 방법을 나타낸 순서도,
도 7은 도 6의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계의 순서도,
도 8은 도 6의 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계의 순서도,
도 9는 도 6의 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계의 순서도,
도 10은 도 6의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계의 모습을 보여주는 도면,
도 11은 도 7의 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계의 모습을 보여주는 도면,
도 12는 도 8의 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계의 모습을 보여주는 도면,
도 13은 본 발명의 일 실시예에 따른 태양광 패널 모듈 제조 방법을 나타낸 순서도,
도 14는 본 발명의 다른 실시예에 따른 추력 패널의 일부의 단면도이다.
도 15는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 추력 패널의 일부의 단면도이다.
도 2는 도 1의 우주비행체의 분해 사시도,
도 3은 도 2의 태양광 패널 모듈의 분해 사시도,
도 4는 도 2의 태양광 패널 모듈의 일부의 단면도,
도 5는 도 4의 인쇄회로기판의 점화 회로를 보여주는 도면,
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널의 제조 방법을 나타낸 순서도,
도 7은 도 6의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계의 순서도,
도 8은 도 6의 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계의 순서도,
도 9는 도 6의 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계의 순서도,
도 10은 도 6의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계의 모습을 보여주는 도면,
도 11은 도 7의 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계의 모습을 보여주는 도면,
도 12는 도 8의 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계의 모습을 보여주는 도면,
도 13은 본 발명의 일 실시예에 따른 태양광 패널 모듈 제조 방법을 나타낸 순서도,
도 14는 본 발명의 다른 실시예에 따른 추력 패널의 일부의 단면도이다.
도 15는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 추력 패널의 일부의 단면도이다.
본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 개시된 발명의 바람직한 일 예에 불과할 뿐이며, 본 출원의 출원시점에 있어서 본 명세서의 실시예와 도면을 대체할 수 있는 다양한 변형 예들이 있을 수 있다.
본 명세서의 각 도면에서 제시된 동일한 참조번호 또는 부호는 실질적으로 동일한 기능을 수행하는 부품 또는 구성요소를 나타낸다. 도면에서 요소들의 형상 및 크기 등의 명확한 설명을 위해 과장된 것일 수 있다.
본 명세서에서 사용한 용어는 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 개시된 발명을 제한 및/또는 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는다.
본 명세서에서 사용한 "제1", "제2" 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않으며, 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다.
이하에서는, 본 발명에 따른 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다.
도 1은 본 발명의 일 실시에에 따른 우주비행체를 나타낸 사시도이고, 도 2는 도 1의 우주비행체의 분해 사시도이다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 우주비행체(1)는 소형 추력기를 포함하는 큐브 위성일 수 있다. 우주비행체(1)는 프레임(2)과 프레임(2)의 내부에 수용되는 탑재체(3)를 포함할 수 있다. 탑재체(3)는 우주비행체(1)의 용도에 따라 관측장비, 측정장비, 통신장비 등을 포함할 수 있다. 구체적으로, 탑재체(3)는 카메라(4), 센서, 레이더, 통신 중계기, 안테나 등을 포함할 수 있다.
우주비행체(1)는 프레임(2)의 외벽을 형성하는 태양광 패널 모듈(20) 또는 프레임(2)의 외벽을 형성하는 추력 패널(10)을 포함할 수 있다. 우주비행체(1)는 탑재체(3)에 전력을 공급하기 위하여 태양전지와 배터리가 필요할 수 있다. 또한, 우주비행체(1)는 궤도상에서 자세 및 궤도를 원하는 방향으로 지향하고, 자세를 안정화하며 위치를 유지하도록 하는 자세 제어장치가 필요할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 태양광 패널 모듈(20)은 전력 공급 기능과 자세 제어 기능을 모두 수행할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널(10)은 프레임(2)의 외벽을 형성하면서 자세 제어 기능을 수행할 수 있다.
도 3은 도 2의 태양광 패널 모듈의 분해 사시도이고, 도 4는 도 2의 태양광 패널 모듈의 일부의 단면도, 도 5는 도 4의 인쇄회로기판의 점화 회로를 보여주는 도면이다.
도 3 내지 도 5를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 태양광 패널 모듈(20)은 태양광 패널(200)과 추력 패널(10)을 포함할 수 있다. 본 발명의 일 실시에에 따른 추력 패널(10)은 인쇄회로기판(110), 노즐층(100)을 포함할 수 있다. 인쇄회로기판(110)은 태양광 패널(200)의 평면에 결합될 수 있다.
인쇄회로기판(110)은 마이크로 챔버(114)와 마이크로 챔버(114)를 연결하는 점화 회로(111)를 포함할 수 있다. 마이크로 챔버(114)에는 로켓 추진을 위한 추진제(115)가 삽입될 수 있다. 추진제(115)는 고체 추진제가 사용될 수 있다. 추진제(115)는 젤 형태로 혼합하여 마이크로 챔버(114)에 삽입하고 경화시키는 방식으로 인쇄회로기판(110)에 결합시킬 수 있다.
인쇄회로기판(110)은 에폭시, 실리콘, 유리, 세라믹 등 다양한 재료로 형성될 수 있다. 인쇄회로기판(110)은 투명 재질로 형성될 수 있다. 마이크로 챔버(114)는 인쇄회로기판(110)의 제작 과정에 포함되는 라우팅 공정으로 형성될 수 있다. 마이크로 챔버(114)는 인쇄회로기판(110)에 드릴링, 에칭 등의 방법을 이용하여 형성될 수 있다. 마이크로 챔버(114)는 인쇄회로기판(110)을 관통하도록 형성될 수 있다.
인쇄회로기판(110)은 복수의 마이크로 챔버(114)를 포함할 수 있다. 복수의 마이크로 챔버(114)는 인쇄회로기판(110)에 고르게 분포되도록 격자 형태로 배열될 수 있다. 복수의 마이크로 챔버(114)는 필요에 따라 인쇄회로기판(110)의 일부의 투명성 확보를 위하여 사각형, 원형 또는 방사형 등으로 배열될 수 있다. 또한 복수의 마이크로 챔버(114)는 자세 제어에 용이하도록 다양한 방식으로 배열되거나 임의의 형태로 배열될 수 있다. 복수의 마이크로 챔버(114)는 우주비행체의 형상, 크기 및 수행해야 할 임무에 따라 최적의 제어 효율을 낼 수 있도록 배치될 수 있다. 복수의 마이크로 챔버(114)는 추력 패널(10)의 내측에 배치된 탑재체(3) 또는 태양광 패널(200)의 기능 또는 효율을 최대화할 수 있도록 배치될 수 있다.
인쇄회로기판(110)에는 추진제(115)의 점화를 위한 점화 요소(116)가 결합될 수 있다. 점화 요소(116)는 점화 회로(111)를 연결하도록 점화 회로(111)에 결합될 수 있다. 점화 요소(116)는 점화 회로(111)의 전극(112)을 연결하도록 전극(112)에 결합될 수 있다. 점화 요소(116)는 추진제(115)의 적어도 일부를 덮도록 배치될 수 있다. 추진제(115)는 점화 요소(116)에 의해 점화 회로(111)와 연결될 수 있다. 점화 요소(116)는 추진제(115) 위에 젤 또는 반고체 형태로 바르고 굳히는 방식으로 추진제(115)와 결합되므로, 추진제(115)와 일체화될 수 있다.
인쇄회로기판(110)에 복수의 마이크로 챔버(114)가 형성된 경우, 점화 회로(111)는 복수의 마이크로 챔버(114)의 각각을 별개로 제어할 수 있도록 구성될 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널(10)은 마이크로 챔버(114), 추진제(115), 점화 요소(116) 등으로 이루어진 로켓을 대량으로 배치하여 필요한 시점에 개별로 점화할 수 있으므로, 우주비행체(1)의 수명 동안 자세 제어 및 궤도 제어에 사용될 수 있다.
점화 회로(111)는 마이크로 챔버(114)의 지름만큼 간격이 띄워져 있는 전극(112)과 전극(112)에 연결되는 도선(113)을 포함할 수 있다. 마이크로 챔버(114)가 격자 형태로 배열된 경우, 각 행과 각 열을 연결하도록 도선(113)이 배치될 수 있다. 각각의 마이크로 챔버(114)에 연결되는 한 쌍의 도선 중 하나는 소스(source)로 동작하고, 다른 하나는 싱크(sink)로 동작할 수 있다. 각각의 마이크로 챔버(114)에 연결되는 한 쌍의 도선 중 하나는 제어 신호 배선 기판(5)의 소스 배선(6)에 연결되고, 다른 하나는 제어 신호 배선 기판(5)의 싱크 배선(7)에 연결되어 복수의 마이크로 챔버(114)의 배열의 각 행과 각 열에 대한 전력 공급이 제어될 수 있다.
인쇄회로기판(110)의 평면에는 노즐층(100)이 결합될 수 있다. 노즐층(100)은 인쇄회로기판(110)에 형성된 마이크로 챔버(114)의 위치에 대응하도록 배치된 노즐(101)을 포함할 수 있다. 노즐(101)은 폭이 가장 좁은 노즐목(103)과 폭이 가장 넓은 노즐 출구(102)를 연결하는 경사면의 각도가 12도 내지 18가 되도록 형성될 수 있다.
추력 패널(10)은 인쇄회로기판(110)과 노즐층(100)을 결합시키는 노즐층 접착층(130)을 포함할 수 있다. 노즐층 접착층(130)은 인쇄회로기판(110)과 노즐층(100) 사이에 배치될 수 있다. 인쇄회로기판(110)의 평면에 결합된 점화 요소(116)는 노즐층 접착층(130) 내에 배치될 수 있다. 노즐층(100)은 에폭시, 유리 등 다양한 재료로 형성될 수 있고, 투명 재질로 형성될 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널(10) 또는 태양광 패널 모듈(20)은 보강층(120)과 보강층 접착층(140)을 포함할 수 있다. 인쇄회로기판(110)의 저면에는 보강층(120)이 결합될 수 있다. 보강층(120)은 인쇄회로기판(110)과 태양광 패널(200) 사이에 배치될 수 있다. 보강층 접착층(140)은 인쇄회로기판(110)과 보강층(120)을 결합시키도록 인쇄회로기판(110)과 보강층(120) 사이에 배치될 수 있다. 태양광 패널 모듈(20)은 보강층(120)과 태양광 패널(200) 사이에 배치되는 태양광 패널 접착층(210)을 포함할 수 있다. 태양광 패널 접착층(210)은 태양광 패널(200)과 보강층(120) 사이에 배치될 수 있다. 보강층은 에폭시, 유리 등 다양한 재료로 형성될 수 있고, 투명 재질로 형성될 수 있다.
추력 패널(10) 또는 태양광 패널 모듈(20)은 우주비행체(1)의 프레임(2)의 외측에 결합되어 외벽을 형성할 수 있다. 인쇄회로기판(110)은 우주비행체(1)의 프레임(2)의 외측에 결합되어 프레임(2)의 외벽을 형성할 수 있다. 추력 패널(10)은 모두 투명한 재질로 형성되므로, 프레임(2) 내부에 수용된 카메라(4), 통신 장비 등의 탑재체(3)의 위에 패키징 되어 있어도 탑재체(3)의 기능 또는 성능에 영향을 미치지 않을 수 있다. 추력 패널(10)은 모두 투명한 재질로 형성되므로, 태양광 패널(200)과 결합하여 태양광 패널 모듈(20)을 형성하는 경우, 태양광 패널(200)의 발전 기능 또는 성능에 영향을 미치지 않을 수 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널의 제조 방법을 나타낸 순서도이고, 도 7은 도 6의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계의 순서도이고, 도 8은 도 6의 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계의 순서도이고, 도 9는 도 6의 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계의 순서도이다.
도 10은 도 6의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계의 모습을 보여주는 도면이고, 도 11은 도 7의 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계의 모습을 보여주는 도면이고, 도 12는 도 8의 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계의 모습을 보여주는 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널 제조 방법은 인쇄회로기판(110)에 점화 회로(111) 및 마이크로 챔버(114)를 형성하는 단계(S1), 마이크로 챔버(114)에 추진제(115)를 삽입하는 단계(S2), 인쇄회로기판(110)에 점화 요소(116)를 결합하는 단계(S3), 및 인쇄회로기판(110)의 평면에 노즐층(100)을 결합하는 단계(S4)를 포함할 수 있다.
인쇄회로기판(110)에 점화 회로(111) 및 마이크로 챔버(114)를 형성하는 단계(S1)는 인쇄회로기판 제작 단계, 마이크로 챔버 형성 단계, 점화 회로 형성 단계를 포함할 수 있다. 인쇄회로기판 제작 단계에서, 인쇄회로기판(110)은 에폭시, 실리콘, 유리, 세라믹 등 다양한 재료로 제작될 수 있다. 인쇄회로기판(110)은 투명 재질로 제작될 수 있다.
마이크로 챔버 제작 단계에서, 마이크로 챔버(114)는 인쇄회로기판(110)의 제작 과정에 포함되는 라우팅 공정으로 형성될 수 있다. 마이크로 챔버(114)는 인쇄회로기판(110)에 드릴링, 에칭 등의 방법을 이용하여 형성될 수 있다. 마이크로 챔버(114)는 인쇄회로기판(110)을 관통하도록 형성될 수 있다.
점화 회로 형성 단계에서는, MEMS 공정을 통해 전극(112)이 마이크로 챔버(114)의 양단에 배치되고, 복수의 마이크로 챔버(114)의 각각이 제어될 수 있도록 도선(113)이 인쇄될 수 있다.
마이크로 챔버(114)에 추진제(115)를 삽입하는 단계(S2)는, 추진제를 제작하는 단계(S21), 인쇄회로기판의 평면에 테이프를 부착하는 단계(S22), 테이프(152)에 미소 기공을 형성하는 단계(S23), 인쇄회로기판의 저면에 마이크로 챔버가 드러나도록 절개된 스텐실을 배치하는 단계(S24), 추진제를 스텐실 위에 도포하는 단계(S25), 스텐실을 제거하고 추진제를 경화시키는 단계(S26), 인쇄회로기판의 평면에 부착된 테이프를 제거하는 단계(S27)를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널(10), 태양광 패널 모듈(20), 우주비행체(1)에 사용되는 추진제(115)는 고체 추진제를 기반으로 한다. 고체 추진제는 산화제, 연료의 상이 모두 고체인 추진제를 의미한다. 추진제(115)는 스텐실 기법으로 각각의 마이크로 챔버(114)에 삽입되기 때문에 경화 이전에 스텐실 기법에 적합한 점도를 가지고 있어야 한다.
일반적으로 산화제는 과염소산암모늄, 질산암모늄, 질산칼륨 등을 사용하고 연료는 HTPB, HDPE, 솔비톨, 알루미늄 파우더, 보론 파우더 등 폴리머 계열의 바인더와 금속파우더를 사용한다. 본 발명의 일 실시에에 따른 추진제(115)의 경우 공정의 단순화를 위해서 산화제로 과염소산암모늄을 사용할 수 있고, 연료는 PDMS라는 폴리머를 사용할 수 있다. 각각의 혼합비는 과염소산 암모늄을 60~90wt%, PDMS를 10~40wt%로 할 수 있다. 높은 Isp(Specific impulse, 비추력)를 보이기 위해서는 과염소산 암모늄 83wt%에 PDMS 17wt%를 첨가하여 제작하는 것이 바람직하다.
추진제를 제작하는 단계(S21)에서, PDMS 레진과 경화제를 10:1(질량 분율)로 넣은 후 페이스트 믹서를 이용하여, 2000rpm으로 30초, 2200rpm으로 30초를 1set로 하여, 1set 돌려준다. 혼합된 PDMS 용액을 17wt%로 할 때, 83wt%만큼의 산화제 분말을 PDMS위에 붓는다. 추진제 혼합물을 다시 페이스트 믹서를 이용하여 3 set 이상 돌려서 균질하게 혼합되게 한다.
인쇄회로기판의 평면에 테이프를 부착하는 단계(S22)에서는 스텐실 기법을 통해 추진제를 채워 넣을 때 반대쪽으로 추진제가 새어 나가는 것을 방지하기 위해 고내열성 테이프(152)를 인쇄회로기판(110)의 평면 전체에 부착할 수 있다.
테이프(152)에 미소 기공을 형성하는 단계(S23)에서는, 마이크로 챔버(114)에 추진제(115)가 채워질 때, 기포가 빠져나갈 수 있도록 테이프(152)의 마이크로 챔버(114)에 대응하는 부분에 미소 기공을 형성할 수 있다.
인쇄회로기판의 저면에 마이크로 챔버가 드러나도록 절개된 스텐실을 배치하는 단계(S24)에서는, 인쇄회로기판(110)을 뒤집어 인쇄회로기판(110)의 저면에 추진제(115) 삽입을 위한 스텐실(150)을 배치할 수 있다.
추진제를 스텐실 위에 도포하는 단계(S25)에서는, 경화되기 이전의 추진제(115)를 연료 삽입용 헤라(151)를 이용하여 0.1mm 두께의 스텐실 위에서 밀어, 마이크로 챔버(114) 내에 추진제(115)를 채워 넣을 수 있다.
스텐실을 제거하고 추진제를 경화시키는 단계(S26)에서는, 추진제 경화는 컨벡션 오븐을 이용할 수 있다. 150도의 오븐에 추진제(115)가 충전된 인쇄회로기판(110)을 넣고 약30분간 가열하면 완전히 경화될 수 있다.
레진과 경화제의 비율에서 경화제 비율을 높일수록 PDMS 바인더의 Young's Modulus가 증가하고 더욱 단단해지는 특성이 있기 때문에, 원하는 물성을 형성하기 위해서 혼합비를 조절할 수 있음은 물론이다. 혼합시간도, 다양한 rpm에서 다양한 시간동안, 적절히 페이스트가 혼합될 때까지 조건을 조절할 수 있다.
추진제(115)가 완전히 경화되면, 인쇄회로기판의 평면에 부착된 테이프를 제거하는 단계(S27)에서 테이프(152)를 제거하여 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계(S2)를 마무리할 수 있다.
인쇄회로기판(110)에 점화 요소(116)를 결합하는 단계(S3)는, 인쇄회로기판의 평면에 마이크로 챔버의 양 측에 마련된 전극이 드러나도록 절개된 스텐실을 배치하는 단계(S31), 점화 요소를 스텐실 위에 도포하는 단계(S32), 스텐실을 제거하고 점화 요소를 경화시키는 단계(S33)를 포함할 수 있다.
점화 요소(116)는 탄소나노튜브(CNT) 혹은 카본 파우더 등의 전도성 소재가 함유되어 있는 페이스트일 수 있다. 점화 요소(116)는 전도성을 띄긴 하나 금속에 비해 수천~수만배 정도 높은 저항을 가지고 있어, 적절한 전압을 걸게 되면 인쇄회로기판(110)의 전극(112)이 상온을 유지할 때, 점화 요소(116)는 추진제(115)의 발화점인 섭씨 300도 인근까지 온도가 상승할 수 있다.
기존의 점화 회로의 경우 유리 등으로 박막을 만들어 추진제 위에 덮어 물리적으로 결합시키는 방식으로 제작되었다. 본 발명의 일 실시에에 따른 점화 시스템은 추진제(115)에 점화 요소(116)를 바르는 방식으로 제작되어 실질적으로 추진제(115)와 점화 요소(116)가 일체화 될 수 있다. 이를 통해 점화 확률을 더욱 높일 수 있다.
또한, 기존 MEMS 추력기의 경우 점화 회로 및 박막을 별도의 공정을 통해 제작해야 했기에 공정이 복잡하였으나, 본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널(10)은 공정이 단순해질 수 있다.
페이스트를 균질한 두께로 바르는 방식은, 추진제를 micro chamber 내에 넣는 과정과 유사하게 스텐실 마스크를 위에 덧대고 헤라로 2~3번 밀어서 도포하게 된다.
인쇄회로기판의 평면에 마이크로 챔버의 양 측에 마련된 전극이 드러나도록 절개된 스탠실을 배치하는 단계(S31)에서, 추진제(115)가 삽입된 인쇄회로기판(110)의 평면에 마이크로 챔버의 양 측에 마련된 전극이 드러나도록 절개된 점화 요소 결합용 스텐실(160)을 배치할 수 있다.
점화 요소를 상기 스텐실 위에 도포하는 단계(S32)에서는, 경화되기 이전의 점화 요소(116)를 점화 요소 삽입용 헤라(161)를 이용하여 스텐실 위에서 밀어 도포할 수 있다. 점화 요소(116)는 카본 페이스트 외에도 세라믹, Ag 분말 등이 포함되어 있는 전도성 페이스트는 전부 사용될 수 있다. 다만, 연료가 점화될 정도까지 온도가 높아져야 하므로, 가용 온도가 섭씨 300도가 넘는 페이스트를 사용하는 것이 바람직하다.
점화 요소(116)는 경화된 후에 두께가 매우 얇아지기 때문에, 이를 고려하여 스텐실(160)의 두께를 충분히 두껍게 하여야 한다. 경화 전후의 두께 변화는 datasheet에 나와있지 않은 경우가 많으므로 실험적으로 값을 측정하여야 할 수 있다. 사용하는 점화 요소(116)의 종류에 따라 스텐실(160)의 두께는 0.1~0.5mm로 설정할 수 있다.
스텐실을 제거하고 상기 점화 요소를 경화시키는 단계(S33)에서는, 본 발명의 일 실시예에 따른 추력 패널(10)의 점화 요소(116)의 경우 상온에서 2시간, 200도에서 2시간 동안 Convection 오븐을 이용하여 가열하여 경화시킬 수 있다. 다른 종류의 점화 요소(116)는 datasheet에 기재된 경화 온도 및 조건에 따라 경화시킬 수 있다. 점화 요소(116)는 경화 도중 추진제(115)의 발화가 일어나지 않도록 섭씨 300도 미만의 조건을 가진 페이스트를 택하는 것이 바람직하다.
인쇄회로기판(110)의 평면에 노즐층(100)을 결합하는 단계(S4)는, 노즐층의 마이크로 챔버에 대응하는 위치에 노즐을 형성하는 단계(S41), 인쇄회로기판의 평면에 접착제를 도포하는 단계(S42), 접착제 위에 노즐층을 배치하고 경화시키는 단계(S43)를 포함할 수 있다.
노즐층의 마이크로 챔버에 대응하는 위치에 노즐을 형성하는 단계(S41)에서는, 스케일에 따라 다양한 방법으로 노즐(101)의 가공이 가능하다. 노즐(101)은 폭이 가장 좁은 노즐목(103)과 폭이 가장 넓은 노즐 출구(102)를 연결하는 경사면의 각도가 12도 내지 18가 되도록 형성될 수 있다. 드릴링을 이용할 경우 직경 100um까지는 가공이 가능하고 12~18도 사이의 각도를 가지는 테이퍼 구조 역시 가공이 가능하다. 100um 보다 작은 직경의 노즐은 포토 리소그래피를 통해 가공할 수 있다. 포토 에칭을 할 때, 아랫면은 고내열성 캡톤 테이프 등으로 가린 다음 위에만 포토 레지스트를 발라 윗부분만 빛에 노출시켜서 테이퍼 형상으로 가공을 할 수 있다.
인쇄회로기판의 평면에 접착제를 도포하는 단계(S42)에서는, 인쇄회로기판(110)의 평면에 UV light 접착제를 부은 다음 스핀코터로 돌려서 인쇄회로기판의 상부 평면 전체를 접착제로 얇게 코팅하여 노즐층 접착층(130)을 형성할 수 있다. 노즐층 접착층(130)은 인쇄회로기판(110)의 평면에 형성된 점화 회로(111)와 점화 요소(116)가 모두 덮이는 두께로 형성될 수 있다.
접착제 위에 노즐층을 배치하고 경화시키는 단계(S43)에서는, 노즐층 접착층(130)이 형성된 인쇄회로기판(110) 위에 노즐층(100)을 배치하고 UV light를 쬐어 고정시킬 수 있다.
도 13은 본 발명의 일 실시예에 따른 태양광 패널 모듈 제조 방법을 나타낸 순서도이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 태양광 패널 모듈 제조 방법은 태양광 패널의 평면에 보강층을 결합하는 단계(S51), 인쇄회로기판에 점화 회로 및 마이크로 챔버를 형성하는 단계(S52), 인쇄회로기판의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계(S53), 인쇄회로기판을 보강층의 평면에 결합하는 단계(S54), 인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계(S55), 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계(S56)를 포함할 수 있다.
태양광 패널의 평면에 보강층을 결합하는 단계(S51)는, 보강층의 저면에 접착제를 도포하는 단계, 태양광 패널의 평면에 보강층을 배치하여 접착제를 경화시키는 단계를 포함할 수 있다.
보강층의 저면에 접착제를 도포하는 단계에서는, 보강층(120)을 뒤집어 UV light 접착제를 부은 다음, 스핀코터를 이용하여 얇게 접착제를 도포하여 태양광 패널 접착층(210)을 형성할 수 있다. 태양광 패널의 평면에 보강층을 배치하여 접착제를 경화시키는 단계에서는, 태양광 패널(200)을 보강층(120)의 저면측에 붙인 후 UV 광을 쬐어 고정시킬 수 있다.
인쇄회로기판에 점화 회로 및 마이크로 챔버를 형성하는 단계(S52)와 인쇄회로기판의 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계(S53)는 추력 패널 제조 방법의 인쇄회로기판(110)에 점화 회로(111) 및 마이크로 챔버(114)를 형성하는 단계(S1)와 마이크로 챔버(114)에 추진제(115)를 삽입하는 단계(S2)에 관한 설명으로 갈음한다.
인쇄회로기판을 보강층의 평면에 결합하는 단계(S54)에서는 보강층(120)의 상부에 UV light 접착제를 부은 다음 스핀코터를 이용하여 얇게 도포되도록 하여 보강층 접착층(140)을 형성한 후, 보강층(120)의 상부와 인쇄회로기판(110)의 하부가 맞닿도록 배치하여 UV를 쬐어서 고정시킬 수 있다.
인쇄회로기판에 점화 요소를 결합하는 단계(S55)와 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계(S56)는 추력 패널 제조 방법의 인쇄회로기판(110)에 점화 요소(116)를 결합하는 단계(S3)와 인쇄회로기판(110)의 평면에 노즐층(100)을 결합하는 단계(S4)에 관한 설명으로 갈음한다.
추력 패널(10)은 태양광 패널(200)과 결합하여 태양광 패널 모듈(20)을 형성할 수 있고, 태양광 패널 외에도 다양한 큐브 위성 필수 부품 위에 패키징이 가능하다. 추력 패널(10)의 마이크로 챔버(114)의 사이즈 역시 다양하게 조절이 가능하여 원하는 크기의 추력과 충격량을 발생시키도록 할 수 있다.
도 14는 본 발명의 다른 실시예에 따른 추력 패널의 일부의 단면도이다.
도 14를 참조하면, 본 발명의 다른 실시예에 따른 추력 패널(30), 태양광 패널 모듈 또는 우주 비행체는 점화 요소가 필요하지 않은 추진제(315)를 포함할 수 있다. 점화 요소가 필요하지 않은 추진제(315)는 추진제 자체를 전도체로 만들어서 추력 패널(10)을 단순하게 제작할 수 있으며, 점화 확률을 높일 수 있다.
추력 패널(30)은 인쇄회로기판(310), 노즐층(300), 노즐층 접착층(330)을 포함할 수 있다. 인쇄회로기판(310)은 마이크로 챔버(314)와 마이크로 챔버(314)를 연결하는 점화 회로(311)를 포함할 수 있다. 점화 회로(311)는 전극(312)과 도선(313)을 포함할 수 있다. 마이크로 챔버(314)에는 로켓 추진을 위한 추진제(315)가 삽입되고, 추진제(315)는 점화 회로(311)에 연결될 수 있다. 노즐층(300)은 인쇄회로기판(310)의 평면에 결합될 수 있다.
추진제(315)는 나노 금속 파우더 혹은 전도성 물질을 소량 포함할 수 있다. 이러한 추진제는 약한 전도성을 가지며, 짧은 시간 내에 마이크로 챔버의 내부에서 완전히 연소가 일어날 수 있게 제작할 수 있다.
점화 회로(311)의 전극(312)은 마이크로 챔버(314)의 측면부에 배치될 수 있다. 점화 회로(311)에 전류를 흘려 추진제(315)에 전압을 걸게 되면 빠른 시간내에 추진제 전체를 발화점 이상으로 온도를 올릴 수 있고, 추진제 전체에서 연소가 일어날 수 있다.
도 15는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 추력 패널의 일부의 단면도이다.
도 15를 참조하면, 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 추력 패널(40), 태양광 패널 모듈 또는 우주비행체는 점화 요소가 필요하지 않은 추진제(315)를 포함할 수 있다. 추력 패널(40)은 인쇄회로기판(310), 노즐층(300), 노즐층 접착층(330)을 포함할 수 있다. 추진제(315), 노즐층(300), 노즐층 접착층(330)에 관한 설명은 도 14에 도시된 추력 패널(30)에 관한 설명으로 갈음한다.
인쇄회로기판(310)은 마이크로 챔버(314)와 마이크로 챔버(314)를 연결하는 점화 회로(317)를 포함할 수 있다. 점화 회로(317)는 전극(316)과 도선(313)을 포함할 수 있다. 점화 회로(317)는 인쇄회로기판(310)의 평면에 마련되고, 전극(316)은 마이크로 챔버(314)의 양 측에 마이크로 챔버(314)의 지름만큼 간격을 두고 마련될 수 있다.
마이크로 챔버(314)에는 로켓 추진을 위한 추진제(315)가 삽입되고, 추진제(315)는 점화 회로(317)에 연결될 수 있다. 추진제(315)는 마이크로 챔버(314)의 양 측에 마련된 전극(316)의 높이까지 채워질 수 있고, 마이크로 챔버(314)의 상단에서 점화 회로(317)의 전극(316)과 연결될 수 있다. 점화 회로(317)에 전류를 흘려 추진제(315)에 전압을 걸게 되면 추진제의 상단으로부터 시작하여 전체적으로 연소가 일어날 수 있다.
상기에서는 본 발명의 실시예를 기준으로 본 발명의 구성과 특징을 설명하였으나 본 발명은 이에 한정되지 않으며, 본 발명의 사상과 범위 내에서 다양하게 변경 또는 변형할 수 있음은 본 발명의 속하는 기술분야의 통상의 기술자들에게 명백한 것이며, 따라서 이와 같은 변경 또는 변형은 첨부된 특허청구범위에 속함을 밝혀 둔다.
1: 우주비행체 2: 프레임
3: 탑재체 4: 카메라
10: 추력 패널 20: 태양광 패널 모듈
30, 40: 추력 패널 100: 노즐층
110: 인쇄회로기판 111: 점화 회로
112: 전극 113: 도선
114: 마이크로 챔버 115: 추진제
116: 점화 요소 120: 보강층
130: 노즐층 접착층 140: 보강층 접착층
150: 스텐실 160: 스텐실
200: 태양광 패널 210: 태양광 패널 접착층
310: 인쇄회로기판 311: 점화 회로
312: 전극 313: 도선
314: 마이크로 챔버 315: 추진제
316: 전극 317: 점화 회로
3: 탑재체 4: 카메라
10: 추력 패널 20: 태양광 패널 모듈
30, 40: 추력 패널 100: 노즐층
110: 인쇄회로기판 111: 점화 회로
112: 전극 113: 도선
114: 마이크로 챔버 115: 추진제
116: 점화 요소 120: 보강층
130: 노즐층 접착층 140: 보강층 접착층
150: 스텐실 160: 스텐실
200: 태양광 패널 210: 태양광 패널 접착층
310: 인쇄회로기판 311: 점화 회로
312: 전극 313: 도선
314: 마이크로 챔버 315: 추진제
316: 전극 317: 점화 회로
Claims (10)
- 태양광 패널;
상기 태양광 패널의 평면에 결합되고, 마이크로 챔버와 점화 회로를 포함하는 인쇄회로기판;
상기 마이크로 챔버에 삽입되고, 상기 점화 회로에 연결되는 추진제; 및
상기 점화 회로와 상기 추진제에 결합되어 상기 점화 회로와 상기 추진제를 연결하는 점화 요소를 포함하고,
상기 점화 회로는 상기 마이크로 챔버의 지름에 대응하는 길이만큼 간격을 두고 상기 마이크로 챔버의 양단에 배치되는 전극을 포함하고,
상기 점화 요소는 상기 전극보다 높은 저항을 갖는 전도성 소재를 포함하고, 상기 점화 회로의 상기 전극을 연결하도록 상기 전극과 결합되는 태양광 패널 모듈. - 제1항에 있어서,
상기 태양광 패널과 상기 인쇄회로기판의 사이에 배치되는 보강층을 더 포함하는 태양광 패널 모듈. - 제2항에 있어서,
상기 인쇄회로기판과 상기 보강층을 결합시키도록 상기 인쇄회로기판과 상기 보강층의 사이에 배치되는 보강층 접착층을 더 포함하는 태양광 패널 모듈. - 내부에 탑재체을 수용하는 프레임;
상기 프레임의 외측에 결합되고, 마이크로 챔버와 점화 회로를 포함하는 인쇄회로기판;
상기 마이크로 챔버에 삽입되고, 상기 점화 회로에 연결되는 추진제; 및
상기 점화 회로와 상기 추진제에 결합되어 상기 점화 회로와 상기 추진제를 연결하는 점화 요소;를 포함하고,
상기 점화 회로는 상기 마이크로 챔버의 지름에 대응하는 길이만큼 간격을 두고 상기 마이크로 챔버의 양단에 배치되는 전극을 포함하고,
상기 점화 요소는 상기 전극보다 높은 저항을 갖는 전도성 소재를 포함하고, 상기 점화 회로의 상기 전극을 연결하도록 상기 전극과 결합되는 우주비행체. - 제4항에 있어서,
상기 인쇄회로기판은 상기 프레임의 외벽을 형성하고, 투명 재질을 포함하는 우주비행체. - 제4항에 있어서,
상기 인쇄회로기판의 저면에 결합되는 보강층을 더 포함하는 우주비행체. - 제4항에 있어서,
상기 인쇄회로기판의 저면에 결합되는 태양광 패널을 더 포함하는 우주비행체. - 제4항에 있어서,
상기 인쇄회로기판은 복수의 마이크로 챔버를 포함하고,
상기 점화 회로는 상기 복수의 마이크로 챔버의 각각을 별개로 점화할 수 있도록 구성되는 우주비행체. - 태양광 패널의 평면에 보강층을 결합하는 단계;
마이크로 챔버와 상기 마이크로 챔버의 양단에 배치되는 전극을 포함하는 인쇄회로기판의 상기 마이크로 챔버에 추진제를 삽입하는 단계;
상기 인쇄회로기판을 상기 보강층의 평면에 결합하는 단계;
상기 인쇄회로기판에 삽입된 상기 추진제와 상기 전극 위에 상기 전극보다 높은 저항을 갖는 전도성 소재를 포함하는 점화 요소를 도포하고 경화시켜 상기 추진제와 상기 전극을 연결하는 단계; 및
상기 인쇄회로기판의 평면에 노즐층을 결합하는 단계;를 포함하는 태양광 패널 모듈 제조 방법. - 제9항에 있어서,
상기 태양광 패널의 평면에 보강층을 결합하는 단계는,
상기 보강층의 저면에 접착제를 도포하는 단계;
상기 태양광 패널의 평면에 보강층을 배치하여 상기 접착제를 경화시키는 단계;를 포함하는 태양광 패널 모듈 제조 방법.
Priority Applications (2)
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| KR1020210012777A KR102496872B1 (ko) | 2021-01-29 | 2021-01-29 | 태양광 패널 모듈 및 우주비행체 |
| US17/572,796 US20220297858A1 (en) | 2021-01-29 | 2022-01-11 | Solar panel module and spacecraft |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020210012777A KR102496872B1 (ko) | 2021-01-29 | 2021-01-29 | 태양광 패널 모듈 및 우주비행체 |
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020210012777A KR102496872B1 (ko) | 2021-01-29 | 2021-01-29 | 태양광 패널 모듈 및 우주비행체 |
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Citations (1)
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| US20120160299A1 (en) | 2010-12-28 | 2012-06-28 | Dr Technologies, Inc. | Solar Cell Array For Use In Aerospace Application, And A Method Of Assembly Thereof |
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| KR20220023765A (ko) * | 2019-05-15 | 2022-03-02 | 에이에스티 앤 사이언스, 엘엘씨 | 우주에서의 구조물용 열 관리 시스템 |
| US11444027B2 (en) * | 2019-05-15 | 2022-09-13 | Massachusetts Institute Of Technology | Wafer-scale satellite with integrated propulsion and attitude control |
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2022
- 2022-01-11 US US17/572,796 patent/US20220297858A1/en active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120160299A1 (en) | 2010-12-28 | 2012-06-28 | Dr Technologies, Inc. | Solar Cell Array For Use In Aerospace Application, And A Method Of Assembly Thereof |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Bendong Liu et al. Recent Advances in MEMS-Based Microthrusters, 2019. 11. 26. 공개* |
| 하헌우 외 3명. MEMS 기반 고체 추력기의 마이크로 점화기를 이용한 궤도 열제어, 2014 공개* |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20220297858A1 (en) | 2022-09-22 |
| KR20220109586A (ko) | 2022-08-05 |
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