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2024-11-07 13:30-14:30 [PS-19] Poster
경사동기궤도 항법위성 탑재체 패널의 정상상태 열해석 이장준*, 강수진, 김정훈, 현범석 항법위성의 탑재체가 배치되는 패널은 그 임무로 인한 발열량이 크기 때문에, 열설계를 위하여 위성 좌표계에서 태양광의 입사량이 가장 작은 방향에 배치되는 것이 일반적이다. 경사동기궤도 위성은 위성 자세교정 로직이 없는 경우 태양광의 입사량이 가장 작은 탑재체 패널에서 조차도 최대 60도가 넘는 태양광 입사각이 발생할 수 있으며, 이 경우 탑재체 패널은 막대한 발열량과 큰 태양광 입사량으로 인하여 열설계에 큰 난관이 발생한다. 한국형 항법위성 1호는 탑재체 패널에 장착되는 유닛들의 열설계와 함께 태양전지판 태양 지향각의 개선을 위하여 위성 자세교정 로직을 적용하고 있으며, 이로 인하여 탑재체 패널의 최대 태양광 입사각이 5도가 되도록 제어될 계획이다. 본 논문에서는 위성 자세교정 로직이 적용된 경사동기궤도 항법위성 탑재체 패널의 정상상태 열해석을 위한 가정 및 그 과정과 결과를 기술하였다. 경사동기궤도 항법위성 탑재체 패널 의 열설계는 초기에 수많은 반복 설계수행이 요구되기 때문에, 정상상태 열해석을 먼저 여러 번 수행하여 전반적인 열제어 하드웨어 배치와 방열면적 설계를 완성한 이후에 많은 시간이 요구되는 임무궤도 비정상상태 열해석을 수행하여 최종 열설계 결과를 추후 도출하는 것이 효율적인 방법이다. 아울러 본 논문에서는 경사동기궤도 항법위성의 위성 자세교정으로 인한 열 설계 관점에서의 효용성을 자세교정 로직 적용 전후 결과 비교를 통해 기술하였다. Steady-state Thermal Analysis of an IGSO Navigation Satellite Payload Panel Jang-Joon Lee*, Soo-Jin Kang, Jung-Hoon Kim, Bum-Seok Hyun
The payload panels of navigation satellites generally generate a lot of heat dissipation depending on the mission, so they are arranged in the direction of the smallest solar incidence angle in the satellite coordinate
system for the thermal design. In the case of an Inclined Geosynchronous Orbit (IGSO) navigation satellite without attitude steering logic, the angle of the sun incident on the payload panel can exceed 60 degrees. In this
case, the payload panel experiences great difficulties in thermal design due to the huge heat generation and large solar flux. Korea Positioning System Satellite-1 (KPS Satellite-1) is applying attitude steering logic to
improve the solar panel’s solar direction angle along with the thermal design of units mounted on the payload panel, and as a result, it plans to control the maximum solar incidence angle of the payload panel to 5 degrees.
This paper describes the assumptions and results of steady-state thermal analysis for the payload panel of an IGSO navigation satellite with attitude steering logic applied. Since the thermal design of the payload panels
of an IGSO navigation satellite initially requires numerous design iterations, it is efficient to first perform steady-state thermal analyses multiple times to complete the overall thermal control hardware layout and radiator area
design, and then perform time-consuming in-orbit transient thermal analyses to derive the final thermal design results later.
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