Abstract
Space Imaging Sensor operated on LEO is affected from the Earth IR and Albedo as well as the Sun Radiation. The Imaging Sensor exposed to extreme environment needs thermal control subsystem to be maintained in operating/non-operating allowable temperature. Generally, units are periodically dissipated on spacecraft panel, which is designed as radiator. Because thermal design of the imaging sensor inside a spacecraft is isolated, heat pipes connected to radiators on the panel efficiently transfer dissipation of the units. First of all, preliminary thermal design of radiating area and heater power is performed through steady energy balance equation. Based on preliminary thermal design, on-orbit thermal analysis is calculated by SINDA, so calculation for thermal design could be easy and rapid. Radiators are designed to rib-type in order to maintain radiating performance and reduce mass. After on-orbit thermal analysis, thermal requirements for Space Imaging Sensor are verified.
지구의 저궤도에서 운용되는 영상센서는 극저온 환경에서 태양 복사 뿐 아니라 지구의 적외선 및 알베도(Albedo)의 영향을 받는다. 극한 환경에 노출되는 영상센서는 작동/비작 동시 허용 온도를 벗어나지 않도록 열설계가 필요하며, 정상상태 에너지 평형식을 통해 필요한 방열판 면적 및 히터 예비 설계 값을 설정한다. 일반적으로 위성체 패널에 주기를 갖는 발열장비가 장착되어, 패널의 일부를 방열판 면적으로 설계한다. 본 논문에서는 위성체와 분리하여 설계하는 영상센서의 열제어를 위하여, 내부에서 항상 발열하는 장비의 열을 히트파이프를 이용하여 패널에 장착된 방열판으로 효과적으로 전달하도록 설계하였다. 예비 설계값을 기준으로 수치해석에 기반을 두는 SINDA를 이용하여 궤도 열해석을 실시하여, 방열 면적 및 히터 설계는 쉽고 빠르게 계산되어졌다. 또한, 방열 성능을 유지하면서 질량을 줄이도록 방열판을 립형상(Rib-type)으로 설계하였으며, 궤도 열해석 결과, 영상센서의 열적 요구사항을 만족함을 검증하였다.