KR20110077933A - Cooling unit for a high-resolution satellite camera fpa - Google Patents

Cooling unit for a high-resolution satellite camera fpa Download PDF

Info

Publication number
KR20110077933A
KR20110077933A KR1020090134619A KR20090134619A KR20110077933A KR 20110077933 A KR20110077933 A KR 20110077933A KR 1020090134619 A KR1020090134619 A KR 1020090134619A KR 20090134619 A KR20090134619 A KR 20090134619A KR 20110077933 A KR20110077933 A KR 20110077933A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
heat
detection unit
heat pipe
electronic detection
satellite
Prior art date
Application number
KR1020090134619A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
이덕규
장수영
이응식
연정흠
이승훈
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020090134619A priority Critical patent/KR20110077933A/en
Publication of KR20110077933A publication Critical patent/KR20110077933A/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • B64G1/503—Radiator panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • B64G1/506—Heat pipes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Environmental Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Transforming Light Signals Into Electric Signals (AREA)
  • Studio Devices (AREA)

Abstract

PURPOSE: A heat control device of a high resolution satellite camera electron detection unit is provided to control the temperature of an electron detection unit within the preset optimum temperature range by forming a heat buffer mass between an electron detection unit and a heat sink, thereby releasing and buffering heat effectively. CONSTITUTION: A heat control device of a high resolution satellite camera electron detection unit comprises a first heat pipe(220) connected to an electron detection unit(210) installed to the inside of an artificial satellite, a heat buffer mass(230) fixed to the inside of the artificial satellite and connected to the first heat pipe, a second heat pipe(240) connected to the heat buffer mass, and a heat sink(250) installed to make one side exposed to the outside of the artificial satellite and connected with the second heat pipe.

Description

고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치 {COOLING UNIT FOR A HIGH-RESOLUTION SATELLITE CAMERA FPA}Heat control device of high resolution satellite camera electronic detection unit {COOLING UNIT FOR A HIGH-RESOLUTION SATELLITE CAMERA FPA}

본 발명은 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 전자검출부와 방열판의 사이에 열완충질량을 형성시켜 열을 효과적으로 방출 및 완충함으로써, 전자검출부의 온도를 기설정된 최적온도범위 내로 제어할 수 있는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치에 관한 것이다.The present invention relates to a thermal control device of a high-resolution satellite camera electronic detection unit, and more particularly, by forming a thermal buffer mass between the electronic detection unit and the heat sink to effectively release and buffer heat, thereby setting the temperature of the electronic detection unit to a predetermined optimum temperature. The present invention relates to a thermal control device of a high resolution satellite camera electronic detection unit that can be controlled within a range.

일반적으로, 인공위성에는 우주환경에서의 다양한 임무를 수행하기 위하여 다양한 종류의 위성부품이 장착된다.In general, satellites are equipped with various types of satellite components to perform various tasks in space.

상기와 같은 위성부품 중 고열을 발생시키는 위성부품은 인공위성 외부의 방열판에 직접 설치하거나, 히트파이프를 이용하여 외부의 방열판에 연결시켜 냉각을 시행함으로써 일정범위의 온도를 유지한다.Satellite components that generate high heat among the satellite components are installed directly on a heat sink outside the satellite, or connected to an external heat sink using a heat pipe to perform cooling to maintain a certain range of temperatures.

그러나, 전자검출부(위성광학탑재체를 구성하는 전자부품으로서 다수의 광학 거울에 의해 모아진 광학이미지를 결상하여 디지털신호로 저장하는 장치)와 같이 작동 시에만 고열을 발생하는 부품의 경우에는 시간에 따른 열 발생이 균일하지 않기 때문에, 종래의 냉각 방식으로는 발열되는 부품의 온도를 일정범위 내로 유지시 키기 어려운 문제점이 있었다.However, in the case of a component that generates high heat only during operation, such as an electronic detection unit (an electronic component constituting a satellite optical payload, which forms an optical image collected by a plurality of optical mirrors and stores it as a digital signal), Since the occurrence is not uniform, there is a problem that it is difficult to maintain the temperature of the component to generate heat within a certain range by the conventional cooling method.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명의 목적은 전자검출부와 방열판의 사이에 열완충질량을 형성시켜 열을 효과적으로 방출 및 완충함으로써, 전자검출부의 온도를 기설정된 최적온도범위 내로 제어할 수 있는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치를 제공하는 것이다.The present invention is to solve the above problems, an object of the present invention is to form a thermal buffer mass between the electron detection unit and the heat sink to effectively release and buffer the heat, so that the temperature of the electron detection unit within the predetermined optimum temperature range It is to provide a thermal control device of the electronic detection unit of the high resolution satellite camera that can be controlled.

상기 목적은 본 발명에 따라, 인공위성 내부에 설치되는 고해상도 위성카메라 전자검출부에 설치되는 것으로서, 선단이 상기 전자검출부에 연결되는 제1 히트파이프와, 열용량을 갖는 금속제로 형성되어 상기 인공위성의 내부에 고정 설치되되, 상기 제1 히트파이프의 말단과 연결되도록 설치되는 열완충질량과, 선단이 상기 열완충질량에 연결되는 제2 히트파이프와, 일 측면이 상기 인공위성의 외부로 드러나도록 설치되되, 상기 제2 히트파이프의 말단과 연결되도록 설치되는 방열판에 의해 달성된다.The object is provided in the high-resolution satellite camera electronic detection unit installed in the satellite according to the present invention, the front end is formed of a first heat pipe connected to the electronic detection unit, and a metal having a heat capacity is fixed to the inside of the satellite A heat buffer mass installed to be connected to the end of the first heat pipe, a second heat pipe whose tip is connected to the heat buffer mass, and one side thereof is installed to be exposed to the outside of the satellite. 2 is achieved by a heat sink installed to be connected to the end of the heat pipe.

또한, 상기 열완충질량은 알루미늄으로 형성될 수 있다.In addition, the heat buffer mass may be formed of aluminum.

또한, 상기 제1 히트파이프 및 제2 히트파이프는 유선형으로 형성될 수 있다.In addition, the first heat pipe and the second heat pipe may be formed in a streamlined shape.

또한, 상기 제1 히트파이프 및 제2 히트파이프의 양단에 형성되는 열적충진재를 더 포함할 수 있다.The apparatus may further include a thermal filler formed at both ends of the first heat pipe and the second heat pipe.

또한, 상기 열적충진재는 고무로 형성될 수 있다.In addition, the thermal filler may be formed of rubber.

또한, 상기 방열판의 영역 중 상기 인공위성의 외부로 드러난 영역에 부착되는 광학태양반사판을 더 포함할 수 있다.The apparatus may further include an optical solar reflector attached to an area of the heat sink that is exposed to the outside of the satellite.

또한, 상기 방열판의 영역 중 상기 인공위성의 내부 측에 위치된 영역에 부착되는 단열재를 더 포함할 수 있다.In addition, the heat sink may further include a heat insulating material attached to the area located on the inner side of the satellite.

또한, 상기 전자검출부에 설치되는 카트리지 히터를 더 포함할 수 있다.The apparatus may further include a cartridge heater installed in the electronic detection unit.

이에 의해, 전자검출부와 방열판의 사이에 열완충질량을 형성시켜 열을 효과적으로 방출 및 완충함으로써, 전자검출부의 온도를 기설정된 최적온도범위 내로 제어할 수 있는 효과가 있다.As a result, by forming a thermal buffer mass between the electron detecting unit and the heat sink to effectively release and buffer heat, there is an effect of controlling the temperature of the electron detecting unit within a predetermined optimum temperature range.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명을 상세하게 설명한다.DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

첨부된 도면은 본 발명의 예시적인 형태를 도시한 것으로, 이는 본 발명을 보다 상세히 설명하기 위해 제공되는 것일 뿐, 이에 의해 본 발명의 기술적인 범위가 한정되는 것은 아니다.The accompanying drawings show exemplary forms of the present invention, which are provided to explain the present invention in more detail, and the technical scope of the present invention is not limited thereto.

본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치(200)는, 도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 인공위성(100) 내부에 설치되는 전자검출부(210)에 연결되는 제1 히트파이프(220)와, 인공위성(100) 내부에 고정 설치되어 제1 히트파이프(220)에 연결되는 열완충질량(230)과, 열완충질량(230)에 연결되는 제2 히트파이프(240)와, 일 측면이 인공위성(100)의 외부로 드러나도록 설치되어 제2 히트파이프(240)와 연결되는 방열판(250)으로 구성된다.Thermal control apparatus 200 of the high-resolution satellite camera electronic detection unit according to the present invention, as shown in Figures 1 to 3, the first heat pipe connected to the electronic detection unit 210 installed in the satellite 100 ( 220, a heat buffer mass 230 fixedly installed inside the satellite 100 and connected to the first heat pipe 220, a second heat pipe 240 connected to the heat buffer mass 230, and The side surface is installed to be exposed to the outside of the satellite 100 is composed of a heat sink 250 is connected to the second heat pipe (240).

먼저, 제1 히트파이프(220)는 우주환경에서 일반적으로 사용되는 히트파이프로, 선단이 전자검출부(210)의 일 영역에 연결된다.First, the first heat pipe 220 is a heat pipe generally used in a space environment, and a tip thereof is connected to one region of the electron detector 210.

이때, 제1 히트파이프(220)는 내부의 상변화물질(Phase-Change MAterials)의 잠열(Latent Heat)을 이용하여 전자검출부(210)에서 발생한 열을 제1 히트파이프(220)의 말단으로 이송한다.In this case, the first heat pipe 220 transfers the heat generated from the electronic detector 210 to the end of the first heat pipe 220 by using latent heat of phase-change materials therein. do.

그리고, 열완충질량(TBM, Thermal Buffer Mass)(230)은 소정의 열용량(Thermal Capacity)을 갖는 금속제로, 인공위성(100)의 내부에 고정 설치된다.The thermal buffer mass (TBM) 230 is made of metal having a predetermined thermal capacity and is fixedly installed in the satellite 100.

이때, 열완충질량(230)의 일 영역에는 제1 히트파이프(220)의 말단이 연결되어 전자검출부(210)에서 발생된 열을 열완충질량(230)으로 이송시킨다.At this time, the end of the first heat pipe 220 is connected to one region of the heat buffer mass 230 to transfer the heat generated by the electron detector 210 to the heat buffer mass 230.

여기서, 열완충질량(230)은 알루미늄 질량체로 형성될 수 있지만, 반드시 이에 한정되지 않고 열용량을 갖는 금속제를 모두 포함한다,Here, the heat buffer mass 230 may be formed of an aluminum mass, but is not necessarily limited thereto and includes all metals having a heat capacity.

한편, 제2 히트파이프(240)는 제1 히트파이프(220)와 유사한 히트파이프로, 선단이 열완충질량(230)에 연결되어 열완충질량(230)의 열을 제2 히트파이프(240)의 말단으로 이송한다.On the other hand, the second heat pipe 240 is a heat pipe similar to the first heat pipe 220, the front end is connected to the heat buffer mass 230 to heat the heat buffer mass 230 of the second heat pipe 240 Transfer to the end of.

그리고, 방열판(250)은 플레이트 형태로 형성된 Radiator로, 일 측면이 인공위성(100)의 외부로 드러나도록 설치된다.And, the heat sink 250 is a radiator formed in the form of a plate, one side is installed to be exposed to the outside of the satellite (100).

이때, 제2 히트파이프(240)의 말단이 방열판(250)의 일 영역에 연결되어 열완충질량(230)의 열을 방열판(250)으로 이송한다.At this time, the end of the second heat pipe 240 is connected to one region of the heat sink 250 to transfer the heat of the heat buffer mass 230 to the heat sink 250.

여기서, 제1 히트파이프(220) 및 제2 히트파이프(240)는 인공위성(100)에 설치된 열완충질량(230)과 방열판(250)의 상대적 체결위치 오차, 인공위성(100)을 탑 재한 로켓의 진동으로 인한 하중 등 구조적인 외부 하중에 의한 응력을 허용범위 내로 최소화하기 위해 적절한 곡률반경을 갖도록 유선형으로 형성시킨다.Here, the first heat pipe 220 and the second heat pipe 240 is a relative fastening position error between the heat buffer mass 230 and the heat sink 250 installed in the satellite 100, the rocket of the satellite 100 In order to minimize the stress caused by structural external loads such as the load due to vibration within the allowable range, it is formed in a streamline shape to have an appropriate curvature radius.

또한, 제1 히트파이프(220) 및 제2 히트파이프(240)의 양단에는 열적충진재(Thermal Filler)(260)가 형성된다.(도 4 참조)In addition, a thermal filler 260 is formed at both ends of the first heat pipe 220 and the second heat pipe 240 (see FIG. 4).

이 열적충진재(260)는 전자검출부(210)와 제1 히트파이프(220) 선단의 사이, 제1 히트파이프(220) 말단과 열완충질량(230)의 사이, 열완충질량(230)과 제2 히트파이프(240) 선단의 사이 및 제2 히트파이프(240) 말단과 방열판(250)의 사이에 형성되어, 그들의 상호 결합을 용이하게 하고 열전달 능력을 향상시킨다.The thermal filler 260 is formed between the electron detecting unit 210 and the tip of the first heat pipe 220, between the end of the first heat pipe 220 and the heat buffer mass 230, and the heat buffer mass 230 and the first agent. It is formed between the tip of the second heat pipe 240 and between the end of the second heat pipe 240 and the heat sink 250, to facilitate their mutual coupling and improve the heat transfer capability.

여기서, 열적충진재(260)는 고무로 형성될 수 있으나, 반드시 이에 한정되지는 않고 전자검출부(210), 제1 히트파이프(220), 열완충질량(230), 제2 히트파이프(240) 및 방열판(250)의 상호 결합을 용이하게 하고 열전달 능력을 향상시키는 모든 수단을 포함한다.Here, the thermal filler 260 may be formed of rubber, but is not necessarily limited thereto, and the electronic detector 210, the first heat pipe 220, the thermal buffer mass 230, the second heat pipe 240, and the like. It includes all means for facilitating mutual coupling of the heat sink 250 and improving heat transfer capability.

한편, 방열판(250)의 영역 중 인공위성(100)의 외부로 드러난 영역에는 광학태양반사판(OSR, Optical Solar Reflector)(251)이 부착된다.(도 5 참조)Meanwhile, an optical solar reflector (OSR) 251 is attached to a region of the heat sink 250 that is exposed to the outside of the satellite 100 (see FIG. 5).

광학태양반사판(251)은 일반적으로 인공위성(100)의 열제어를 위해 사용되는 것으로, 태양복사열을 반사함과 동시에 방열판(250) 내부의 열을 발산하는 기능을 하여 우주공간으로의 열방출을 극대화한다.The optical solar reflector 251 is generally used for thermal control of the satellite 100. The optical solar reflector 251 reflects solar radiation and simultaneously dissipates heat inside the heat sink 250 to maximize heat emission to outer space. do.

그리고, 방열판(250)의 영역 중 인공위성(100)의 내부 측에 위치된 영역에는 단열재(미도시)가 부착되어 인공위성(100) 내부와의 열전달을 억제한다.In addition, a heat insulating material (not shown) is attached to an area of the heat sink 250 located inside the satellite 100 to suppress heat transfer to the inside of the satellite 100.

또한, 전자검출부(210)의 일측에 카트리지 히터(211)가 설치된다.In addition, a cartridge heater 211 is installed on one side of the electronic detector 210.

이하에서는, 본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치(200)의 작용에 대하여 설명한다.Hereinafter, the operation of the thermal control device 200 of the high resolution satellite camera electronic detection unit according to the present invention will be described.

먼저, 전자검출부(210)이 작동할 때의 작용을 살펴보면, 전자검출부(210)에서 발생된 열은 제1 히트파이프(220)에 의해 열완충질량(230)으로 전달되고, 열완충질량(230)으로 전달된 열은 제2 히트파이프(240)에 의해 방열판(250)으로 전달된다.First, referring to the action of the electronic detector 210 when it operates, the heat generated from the electronic detector 210 is transferred to the heat buffer mass 230 by the first heat pipe 220, and the heat buffer mass 230. Heat transferred to the heat transfer to the heat sink 250 by the second heat pipe (240).

그 후, 방열판(250)에 의해 열이 우주공간으로 방출됨으로써, 전자검출부(210)의 온도를 적정하게 유지시킨다.Thereafter, heat is released to the outer space by the heat dissipation plate 250, thereby maintaining the temperature of the electron detecting unit 210 appropriately.

그리고, 전자검출부(210)가 작동하지 않을 때의 작용을 살펴보면, 우주공간은 -270°c이하의 극저온이기 때문에 방열판(251)을 통해 열이 계속적으로 우주공간으로 방출된다.And, when looking at the action when the electronic detector 210 does not operate, since the outer space is a cryogenic temperature of less than -270 ° C heat is continuously released to the outer space through the heat sink 251.

이때, 열완충질량(230)은 자신의 열용량만큼 열완충(Thermal Buffer) 기능을 수행하게 되어 전자검출부(210)가 과도하게 열을 빼앗기는 현상을 방지하여 전자검출부(210)의 온도를 적정하게 유지시키게 된다.At this time, the thermal buffer mass 230 performs a thermal buffer function as much as its own heat capacity, thereby preventing the electronic detector 210 from excessively depriving heat to maintain the temperature of the electronic detector 210 properly. Let's go.

하지만, 열완충질량(230)에 의해서도 전자검출부(210)의 온도가 낮아지는 것을 방지할 수 없을 때에는 전자검출부(210)에 설치된 카트리지 히터(211)를 작동시켜 전자검출부(210)의 온도를 유지하게 된다.However, when the temperature of the electronic detection unit 210 cannot be prevented from being lowered even by the heat buffer mass 230, the cartridge heater 211 installed in the electronic detection unit 210 is operated to maintain the temperature of the electronic detection unit 210. Done.

상기와 같은 구성 및 작용에 의해 본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자 검출부의 열제어장치는 전자검출부에 발생된 열을 효과적으로 방출시키거나 완충함으로써, 전자검출부의 온도를 기설정된 최적온도범위 내로 제어할 수 있는 효과가 발생한다.By the above-described configuration and operation, the thermal control apparatus of the electronic detection unit of the high resolution satellite camera according to the present invention can effectively control or discharge the heat generated in the electronic detection unit, thereby controlling the temperature of the electronic detection unit within a predetermined optimum temperature range. That effect occurs.

본 실시예 및 본 명세서에 첨부된 도면은 본 발명에 포함되는 기술적 사상의 일부를 명확하게 나타내고 있는 것에 불과하며, 본 발명의 명세서 및 도면에 포함된 기술적 사상의 범위 내에서 당업자가 용이하게 유추할 수 있는 변형예와 구체적인 실시예는 모두 본 발명의 기술적 사상의 범위에 포함되는 것은 자명하다.It is to be understood that both the foregoing general description and the following detailed description of the present invention are exemplary and explanatory and are intended to provide further explanation of the invention as claimed. It will be understood that various changes and modifications may be made without departing from the scope of the present invention.

도 1은 본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치가 설치되는 인공위성의 사시도이다.1 is a perspective view of a satellite in which the thermal control device of the high resolution satellite camera electronic detection unit according to the present invention is installed.

도 2는 본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치가 인공위성의 내부에 설치된 부분 사시도이다.2 is a partial perspective view of a high-resolution satellite camera electronic detection unit according to the present invention installed inside a satellite.

도 3은 본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치의 사시도이다.3 is a perspective view of a thermal control device of the high resolution satellite camera electronic detection unit according to the present invention.

도 4는 본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치의 부분 사시도이다.Figure 4 is a partial perspective view of the thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit according to the present invention.

도 5는 본 발명에 따른 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치의 방열판의 사시도이다.5 is a perspective view of a heat sink of the heat control device of the electronic detection unit of the high resolution satellite camera according to the present invention.

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>

100 : 인공위성100: satellite

200 : 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치200: heat control device of electronic detection unit of high resolution satellite camera

210 : 전자검출부 211 : 카트리지 히터210: electronic detection unit 211: cartridge heater

220 : 제1 히트파이프 230 : 열완충질량220: first heat pipe 230: heat buffer mass

240 : 제2 히트파이프 250 : 방열판240: second heat pipe 250: heat sink

251 : 광학태양반사판 260 : 열적충진재251: optical solar reflector 260: thermal filler

Claims (8)

인공위성 내부에 설치되는 고해상도 위성카메라 전자검출부에 설치되는 것으로서,It is installed in the high resolution satellite camera electronic detection unit installed inside the satellite, 선단이 상기 전자검출부에 연결되는 제1 히트파이프와;A first heat pipe whose tip is connected to the electronic detection unit; 열용량을 갖는 금속제로 형성되어 상기 인공위성의 내부에 고정 설치되되, 상기 제1 히트파이프의 말단과 연결되도록 설치되는 열완충질량과;A heat buffer mass formed of a metal having a heat capacity and fixedly installed in the satellite, and installed to be connected to an end of the first heat pipe; 선단이 상기 열완충질량에 연결되는 제2 히트파이프와;A second heat pipe whose tip is connected to the heat buffer mass; 일 측면이 상기 인공위성의 외부로 드러나도록 설치되되, 상기 제2 히트파이프의 말단과 연결되도록 설치되는 방열판을 포함하는 것을 특징으로 하는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.One side is installed to be exposed to the outside of the satellite, the heat control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit comprising a heat sink installed to be connected to the end of the second heat pipe. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 열완충질량은 알루미늄으로 형성되는 것을 특징으로 하는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.The thermal buffer mass is a thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit, characterized in that formed of aluminum. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 제1 히트파이프 및 제2 히트파이프는 유선형으로 형성되는 것을 특징으로 하는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.The first heat pipe and the second heat pipe is a thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit, characterized in that formed in a streamlined. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 제1 히트파이프 및 제2 히트파이프의 양단에 형성되는 열적충진재를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.The thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit further comprises a thermal filler formed on both ends of the first heat pipe and the second heat pipe. 제4항에 있어서,5. The method of claim 4, 상기 열적충진재는 고무로 형성되는 것을 특징으로 하는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.The thermal filler is a thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit, characterized in that formed of rubber. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 방열판의 영역 중 상기 인공위성의 외부로 드러난 영역에 부착되는 광학태양반사판을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.The thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit further comprises an optical solar reflector attached to an area exposed to the outside of the satellite of the heat sink. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 방열판의 영역 중 상기 인공위성의 내부 측에 위치된 영역에 부착되는 단열재를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.The thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit further comprises a heat insulator attached to an area located on the inner side of the satellite of the heat sink. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 전자검출부에 설치되는 카트리지 히터를 더 포함하는 것을 특징으로 하 는 고해상도 위성카메라 전자검출부의 열제어장치.The thermal control device of the high-resolution satellite camera electronic detection unit further comprises a cartridge heater installed in the electronic detection unit.
KR1020090134619A 2009-12-30 2009-12-30 Cooling unit for a high-resolution satellite camera fpa KR20110077933A (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090134619A KR20110077933A (en) 2009-12-30 2009-12-30 Cooling unit for a high-resolution satellite camera fpa

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090134619A KR20110077933A (en) 2009-12-30 2009-12-30 Cooling unit for a high-resolution satellite camera fpa

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20110077933A true KR20110077933A (en) 2011-07-07

Family

ID=44917460

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020090134619A KR20110077933A (en) 2009-12-30 2009-12-30 Cooling unit for a high-resolution satellite camera fpa

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR20110077933A (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101425616B1 (en) * 2012-12-17 2014-08-01 한국항공우주연구원 Optical sensor module for geostationary satellite
CN109975830A (en) * 2019-02-21 2019-07-05 上海卫星工程研究所 The in-orbit thermal deformation suppressing system of GEO satellite optical remote sensing instrument

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101425616B1 (en) * 2012-12-17 2014-08-01 한국항공우주연구원 Optical sensor module for geostationary satellite
CN109975830A (en) * 2019-02-21 2019-07-05 上海卫星工程研究所 The in-orbit thermal deformation suppressing system of GEO satellite optical remote sensing instrument
CN109975830B (en) * 2019-02-21 2021-09-03 上海卫星工程研究所 In-orbit thermal deformation suppression system for GEO satellite optical remote sensing instrument

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6210989B2 (en) Thermal separation device for infrared surveillance camera
KR20170132836A (en) Passive thermal system comprising combined heat pipe and phase change material and satellites incorporating same
JPWO2020261706A5 (en)
KR20110077933A (en) Cooling unit for a high-resolution satellite camera fpa
CN114503794A (en) Electronic system with heat exchange equipment
JP2009029411A (en) Solar protection device for spatial instrument
US9038960B2 (en) Absorbent dome for a radiating collector tube
US8790008B2 (en) Device for measuring the temperature of a substrate
JP6881840B2 (en) Image monitoring device and temperature control method for image monitoring device
CA2631339C (en) Optical instrument comprising an entrance cavity in which a mirror is placed
JP6464315B2 (en) Satellite
KR101200803B1 (en) Flush-type Pitot Tube
US20050077432A1 (en) Dual conduction heat dissipating system for a spacecraft
JP6870244B2 (en) Optical device
JP6571447B2 (en) In-vehicle camera
CN217957169U (en) Camera device for exploration
JPH05259667A (en) Heat radiating structure
WO2011120995A1 (en) Device for thermally controlling an electron tube having a radiating collector, comprising a screen, a fluid loop and a high-temperature radiator
JP2004170662A (en) Camera case
JP2002533889A (en) Arrangement structure of traveling wave tube
JP6383296B2 (en) Flying object and combination of flying object and mother aircraft
KR20240143021A (en) Camera protection apparatus for camera of high-speed flight vehicle
KR100274540B1 (en) Radiation system of geostationary satellite
JP2017215397A (en) Imaging apparatus
Tsuyuki et al. Mars exploration rover: Thermal design is a system engineering activity

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E601 Decision to refuse application