Abstract
The purpose of satellite thermal control design is to maintain all the elements of a spacecraft system within their temperature limits for all mission phases. The thermal analysis model for Low Earth Orbit satellite payload level simulation is established by considering thermal vacuum test environment condition, thermal vacuum chamber configuration, and satellite's payload inner thermal environment. The established thermal analysis model is used to determine thermal vacuum test conditions and test case requirements.
인공위성의 열제어는 인공위성이 운용궤도상에서 겪는 고진공, 극한의 온도변화 환경에서 위성 구성품의 온도변화를 허용한계 온도 범위 내에서 유지하는데 목적이 있다. 본 연구에서는 저궤도 관측위성(LEO)의 광학탑재체에 대한 열해석 과정으로 열진공 시험 조건, 열진공 챔버의 형상, 위성 탑재체 내부의 열적 환경을 고려하여 열해석 모델을 구성하고 궤도 조건에 따른 열해석을 수행하였다. 또한 광학탑재체의 지상 열진공 시험 조건에 따른 열해석 수행하여 열진공 시험을 위한 시험조건을 정립하였다.
