KR20030050315A - 실제의 접촉열전달을 모사할 수 있는 위성부품용열진공챔버 시편지지대 - Google Patents

Abstract

본 발명은 위성부품을 개발할 때 사용되는 환경 시험장치인 열진공챔버의 시편지지대에 관한 것이다.

위성부품은 대부분의 경우 위성체 내부에 있는 프래트폼(platform)이나 옆면(body panel)에 부착되어지는데 이러한 경우 복사에 의한 열전달은 미약하고 대부분의 열전달이 접촉에 의하여 이루어지게 된다.

위성부품이 요구조건대로 우주환경시험을 통과했다고 선언하기 위해서는 위성부품이 실제 위성체에 장착되었을 때와 같은 접촉 열전달 조건이 위성부품 환경시험 때에도 똑같이 구현되어야 한다.

현실적으로는 기존의 열진공챔버의 구조적인 이유로 위성부품의 장착조건을 만족하지 못한 채 열진공시험이 수행되어져 오곤 하였다.

일반적으로 정확한 접촉열전달계수를 찾는 것은 이론적으로는 물론 해석적으로도 매우 까다롭다.

또한 한 경우에서 잘 맞던 접촉열전달계수도 주위 환경이나 조건이 다소 변화하게 되면 일률적이지 않기 때문에 대부분의 경우 시험결과에 의존하게 된다.

이러한 현실에서 부품 열진공시험시 장착조건이 실제 위성체 조건과 상이하다면 이러한 시험으로부터 얻은 접촉열전달계수를 이용하여 위성체를 열해석하게 되면 신뢰성이 있는 온도 예측을 기대할 수 없게 된다.

본 시편지지대를 부품시험용 열진공챔버 설계 단계에서 고려하여 제작하게되면 실제 위성체와 똑같은 장착조건으로 위성부품을 시험하게 되어 올바른 위성부품 환경시험을 가능케 하며 이 시험결과로서 도출된 접촉열전달계수는 부품 열해석 및 위성체 열해석 시에 매우 중요한 자료가 된다.

만일 실제 위성체 장착조건에 대한 위성부품의 장착 요구 조건이 없는 경우에는 본 시편지지대를 사용함으로써 열전달 효율을 극대화 시킬 수 있어 극저온 냉매(예 : 액체질소, 액체헬륨)의 소모량과 열진공시험 시간을 현저히 줄일 수 있게 된다.

고진공이 필요 없는 시험인 경우나 파이프간의 기밀(Sealing)이 매우 좋은 체결 방식을 채택하는 경우에 본 시편지지대는 탈착식으로도 설치가 가능하다.

탈착식 시편지지대는 시험 전 준비 작업을 챔버 내부가 아닌 넓은 공간에서 가능케 하여 작업 효율을 높여 주며, 간단한 체결 작업만을 챔버 내부에서 수행함으로써 챔버 내부를 보다 청정하게 유지할 수 있게 하여 준다.

Description

실제의 접촉열전달을 모사할 수 있는 위성부품용 열진공챔버 시편지지대 {Test Item Support Which Can Simulate Real Thermal Contact Conductance at Thermal Vacuum Chamber}

본 발명은 위성부품을 개발할 때 사용되는 환경 시험장치인 열진공챔버의 시편지지대에 관한 것이다.

열진공챔버를 이용하여 위성부품에 대한 우주환경시험을 수행할 때, 위성부품을 올려놓기 위한 시편지지대가 필요하게 된다.

대부분의 경우 위성부품의 시험온도는 부품의 바닥면(Baseplate)의 온도가 기준점이 되게 된다.

즉 이 바닥면의 온도를 시험요구조건까지 가능한 한 빨리 도달하게 하는 것이 시험비용 및 인건비를 절감하게 되는 방안이 된다.

진공인 우주공간에서는 매질이 없어 대류에 의한 열전달이 없게 되어 복사열전달과 접촉에 의한 열전달만이 존재하게 된다.

접촉에 의한 열전달은 복사에 의한 열전달 보다 수십배 이상 좋기 때문에 시험시에 접촉에 의한 열전달 환경을 실제와 같이 모사하는 것이 우주환경시험의 신뢰도를 높이는 결정적인 요인이 된다.

열진공챔버는 우주의 열 및 진공환경을 지상에서 모사하여 주는 환경시험장비이다.

종래의 열진공 챔버들은 도 6과 같이 대부분 원통형으로 복사에 의한 열전달을 고려하였다.

이러한 종류의 챔버는 위성체 전체에 대한 열진공시험에서는 반드시 갖추어야 할 조건이나, 프래트폼(Platform)에 장착되는 위성부품에 대한 열진공시험에서는 열전달 측면에서 매우 불리하게 된다.

그 이유는 복사에 의한 열전달 능력은 접촉에 의한 열전달 보다 현저히 떨어지며 특히 저온에서의 열전달 능력이 아주 미약하게 된다.

따라서 이를 개선하기 위하여 도 7, 8과 같이 위성부품의 바닥면과의 열접촉을 가능한 많이 갖는 직육면체형의 열진공챔버를 사용하는 경우가 있다.

이러한 경우에도 실제위성에서의 위성부품이 갖게 되는 접촉 열전달 조건을 똑같이 구현하지는 못하고 있다.

본 발명은 열진공챔버용 시편지지대를 사용함으로써 신뢰할 수 있는 우주환경시험을 수행할 수 있으며, 이 시험을 통하여 얻은 접촉열전달계수는 열해석모델에 매우 중요한 역할을 하게 된다.

본 발명의 시편지지대는 접촉열전달을 최대로 보장하여 주게 되므로 피시험체인 위성부품들의 시험온도 조건인 위성부품의 바닥면의 온도를 빨리 조절하게 되어 시험시간을 줄이게 되며 이는 인건비, 시험 소비재료(액화질소 등), 전력사용량 등의 절감을 가져오고 위성부품으로서는 시험으로 인한 피로를 줄이는 것이다.

본 발명은 시편지지대를 사용함으로써 위성부품을 위성체에 장착되는 조건과 같은 환경으로 우주환경시험을 수행할 수 있게 된다.

기밀(Sealing)정도와 시험조건에 따라서는 탈착식으로도 변형시키어 사용할 수도 있다.

특히 극저온 영역에서는 복사열전달은 매우 미약하여 우주환경을 모사하는열진공시험시 시험물이 원하는 온도에 도달하는데 장시간이 필요하게 된다.

이러한 경우 고안된 시편지지대를 이용하면 기존의 챔버를 사용할 때보다 시험시간을 비교할 수 없을 정도로 현저히 줄일 수 있도록 한다.

도 1 은 본 발명의 위성부품용 열진공챔버 시편지지대의 사시도

도 2 는 본 발명의 위성부품용 열진공챔버 시편지지대를 위에서 본 사시도

도 3 은 본 발명의 위성부품용 열진공챔버 시편지지대를 밑에서 본 사시도

도 4 는 본 발명의 위성부품, 위성구조물, 시편지지대가 결합되기 전의 분해도

도 5 는 본 발명의 위성부품, 위성구조물, 시편지지대가 결합된 사시도

도 6 은 종래 원통형 구조를 한 열진공챔버의 사시도

도 7 은 종래 직육면체 구조를 한 열진공챔버의 사시도

도 8 은 종래 직육면체 구조를 한 열진공챔버에서 열교환용 파이프 위치에 대한 사시도

도 9 는 본 발명의 시편지지대, 단열재, 기둥이 결합되기 전 분해도

도 10 은 본 발명의 시편지지대가 직육면체 구조를 한 열진공챔버에 결합된 사시도

도 11 은 본 발명의 탈착식 시편지지대를 클램프를 이용하여 결합하는 분해사시도

도 12 는 본 발명의 탈착식 시편지지대를 지지하기 위한 수레에 대한 사시도

도 13 은 본 발명의 직육면체 구조를 한 열진공챔버에서 가이드레일과 수레의 진행 방향에 대한 사시도

도 14 는 본 발명의 직육면체 구조를 한 열진공챔버 가이드레일에 대한 사시도

도 15 는 본 발명의 탈착식 시편지지대가 직육면체 구조를 한 열진공챔버에 결합된 사시도

[도면의 주요부분에 대한 부호의 설명]

1 : 시편지지대 상판2 : 고정홀

3 : 입력단3' : 출력단

4 : 매개물5 : 위성체 구조물

6 : 고정보울트7 : 결합보울트

8 : 위성부품9 : 열교환용 파이프

10 : 단열재11 : 기둥

12 : 클램프13 : 열진공챔버 도어

14 : 가드레일15 : 수레

20 : 시편지지대21 : 열진공챔버

도 1, 2, 3과 같이 열전도성이 우수한 구리판이나 알루미늄판으로 형성된 시편지지대 상판(1)에 일정한 간격으로 다수개의 고정홀(2)을 뚫어 놓고 열교환용 파이프(9)를 최대한 많이 접촉할 수 있도록 배열하여 용접을 한다.

열교환용 파이프(9)의 양측 선단에는 입력단(3)과 출력단(3')이 형성되어 있다.

열진공챔버(21)의 아래면에는 도 9와 같이 시편지지대(20)를 고정할 수 있는 기둥(11)을 설치하고 시편지지대(20)가 열진공챔버(21)의 바닥면과는 열적으로 단열되도록 테프론 또는 G-10 등의 단열재(10)를 삽입한다.

시편지지대(20)의 열교환용 파이프(9)의 입력단(3)과 출력단(3')을 도 10과 같이 열진공챔버(21)의 출력 파이프(16)에 용접하여 연결한다.

이로써 열진공챔버(21)의 열교환용 매질은 열손실 없이 시편지지대(20)를 통과하게 된다.

만일 탈착식으로 시편지지대(20)를 설치하고 싶을 때는 도 11과 같이 입력단(3)과 출력단(3')을 클램프(12)나 볼트 체결방식을 사용하여 연결하며,

도 12와 같은 시편지지대(20)를 올려놓는 운반용 수레(15)는 상단에 단열재(10)가 형성되며 그 하측으로 기둥(11)이 형성되고 바닥에는 바퀴가 설치되도록 제작하는 것이 좋다.

360도 회전이 가능한 운반용 수레(15)와 시편지지대(20)는 단열재(10)를 이용하여 열적으로 단열시켜 주며 도 13, 14, 15와 같이 수레(15)가 다니는 길을 가드레일(14)을 이용하여 미리 제한시켜 주는 것이 파이프 연결시 정렬하는 문제를 제거시켜 준다.

고정홀(2)이 형성된 시편지지대(20)의 상측에는 위성부품(8)이 위성체 내에서 장착되는 프래트폼과 동일한 위성체 구조물(5)을 고정보울트(6)와 열전달물질인 매개물(4)을 사용하여 체결한다.

상기 위성체 구조물(5)은 프래트폼(Platform)과 동일한 구조물(알루미늄 하니콤, 복합소재 등)로 고정보울트(5)와 접촉열전달을 향상시켜 주는 매개물 (Thermal Filler)을 이용하여 설치된다.

이 위성체 구조물(5)은 시험에 따라 교체하여 주므로 매개물은 패드 형태의 건식(Dry)으로 사용하는 것이 좋다.

그 다음 위성체 구조물(5) 위에 위성부품(8)을 위성체 위에 실제로 장착할 때와 동일한 조건과 방법으로 설치하면 된다

이 구조물 위에 위성부품(8)을 실제와 똑같은 결합보울트(7), 토크, 열전달물질 등을 적용하여 장착하게 된다.

이와 같이 장착된 위성부품(8)은 실제로 위성에 장착되었을 때와 동일한 접촉열전달 환경을 갖게 되어 시험을 통하여 얻은 결과로 획득된 접촉열전달계수는 상당히 신뢰할 수 있게 된다.

이 접촉열전달계수는 이론적으로나 해석적으로 구하기 어렵지만 수치해석에서는 가장 중요한 계수이다.

본 발명은 시편지지대를 위성부품 열진공시험에서 사용함으로써 위성부품이 위성체에 장착된 후 갖게 되는 접촉열전달 능력과 동일한 값을 시험에서 구현할 수 있게 되어 신뢰성이 있는 환경시험이 가능하다.

본 발명은 이론이나 수치해석으로 구하기 힘든 접촉열전달계수를 시험을 통하여 얻게 되며 이 수치를 부품 및 위성체 열해석모델에 적용하여 보다 정확한 열해석이 가능하다.

본 발명은 접촉열전달이 최대로 확보되어 시험시간이 단축되어 시험재료비와 인건비가 절감되며 환경시험으로 인한 부품의 열적 피로가 감소된다.

본 발명은 시편지지대를 탈착식으로 설계하면 준비작업을 좁은 챔버 내가 아닌 챔버 외부의 넓은 지역에서 할 수 있고 챔버를 청결하게 관리 할 수 있다.

Claims (4)

1. 우주환경 시험장치인 열진공챔버(21)에 있어서,

   열진공챔버(21) 내에 위치하며 다수개의 고정홀(2)이 형성되어 고정보울트 (6)를 통하여 위성부품(8)이 올려진 위성체 구조물(5)과 매개물(4)이 결합되는 시편지지대 상판(1)과,

   상기 시편지지대 상판(1)의 하측으로 입력단(3)과 출력단(4)이 양측에 형성된 열교환용 파이프(9)로 이루어진 시편지지대(20)로 구성됨을 특징으로 하는 실제의 접촉열전달을 모사할 수 있는 위성부품용 열진공챔버 시편지지대.
2. 1항에 있어서, 시편지지대(20)를 클램프(12)나 볼트를 이용하여 열진공챔버(21)로부터 탈착시킬 수 있도록 함을 특징으로 하는 실제의 접촉열전달을 모사할 수 있는 위성부품용 열진공챔버 시편지지대.
3. 제1항에 있어서, 시편지지대(20)의 하측에 형성된 기둥(11)과의 사이에 단열재(10)가 설치됨을 특징으로 하는 실제의 접촉열전달을 모사할 수 있는 위성부품용 열진공챔버 시편지지대.
4. 제1항에 있어서, 시편지지대(20)의 하측을 지지하는 수레(15)가 이동되는 가이드레일(14)를 열진공챔버내(21)에 설치함을 특징으로 하는 실제의 접촉열전달을모사할 수 있는 위성부품용 열진공챔버 시편지지대.