Earticle

발사체로부터 분리된 위성체가 궤도상에 진입하면 가장 먼저 태양전지판을 전개한다. 태양전지판의 전개유무는 위성 임무의 성공에 관련되어 있는 매우 중요한 요소 중 하나이다. 따라서, 설계 초기 단계에서부터 태양전지판 전개해석을 통하여 태양전지판의 거동을 예측하고, 전개 중 태양전지판 주요 부위에서의 하중을 계산하여, 태양전지판 전개안전성을 점검하는 것이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 다몸체동역학 해석프로그램을 이용하여 차세대 저궤도 위성의 태양전지판 전개해석을 수행하고, 그 결과로부터 태양전지판 전개시 안정성을 분석하였다. 또한, 전개해석시 필요한 힌지 특성 데이터는 힌지 특성 시험을 수행하여 구하였으며, 이의 결과를 전개해석에 반영하여 해석을 수행하였다.

After spacecraft is separated from the launch vehicle, first of all spacecraft deploy the solar array. Solar array deployment is one of the key factors deciding the success of the spacecraft mission. Therefore, It is necessary to predict the solar array deployment motion and check the safety through calculating the load on the tape hinges of solar array using the deployment analysis in the initial design phase. In this paper, solar array deployment analysis is performed by multi-body dynamics simulation program. From the analysis results, assessment on the safety also is carried out. In addition, hinge characteristic test is fulfilled to find out hinge characteristic, and is applied to the deployment analysis.

디지털 제어기를 사용하면 태양전력 조절기의 전력변환 시 아날로그 회로로 구현이 불가능한 전력변환 제어 기법을 적용할 수 있으 며 태양전력 조절기의 복잡한 운용 알고리즘을 구현할 수 있다. 디지털 제어기를 사용하여 태양전력 조절기의 입력 등가 임피던스를 저항 특성을 가지도록 정저항 제어하면 단일 정저항 제어기만으로 태양전력 조절기의 전류를 제어를 할 수 있다. 한편, 태양전지는 전압원 영역에서 저항이 큰 폭으로 변하며, 전류원 영역에서 작은 폭으로 변한다. 따라서 태양전력 조절기를 정저항 제어기로 제어하 는 경우, 이러한 태양전지의 특성에 적합한 가변 진폭 최대 전력점 추적 기법을 적용하는 것이 유리하다. 그러나 가변 진폭 최대 전력점 추적은 태양전지의 대신호 저항과 소신호 저항을 이용하므로 태양전지가 출력하는 전력량을 계산하여 제한할 수 없다. 본 논문에서는 디지털 제어기를 사용하여 태양전지가 생성하는 최대 전력을 제한하는 운용 알고리즘을 제안하고 모의실험을 통해 디지 털 제어기로 제어되는 태양전력 조절기를 검증한다.

A digital controller can simply realize a complex operation algorithm and power control process which can not be applied by an analog circuit for a solar array regulator(SAR). The digital resistive control(DRC) makes an equivalent input impedance of the SAR be resistive characteristic. The resistance of the solar array varies largely in a voltage source region and slightly in a current source region. Therefore when the solar array regulator is controlled by the DRC, the Advanced Incremental Conductance MPPT Algorithm with a Variable Step Size(AIC-MPPT-VSS) is suitable. The AIC-MPPT-VSS, however, using small signal resistance and large signal resistance of the solar array can not limit the absolute value of the solar array power. In this paper, the solar array power limiter is suggested and the BUCK-BOOST type SAR which is fully controlled by the digital controller is verified by simulation.

저궤도 인공위성은 전기 에너지 원으로 주로 태양전지 배열기를 사용한다. 태양전지 배열기는 인공위성이 식구간에 들어가면 전기에너지를 발생시키지 못하므로, 식구간에서는 배터리가 인공위성에 전기 에너지를 공급한다. 또한 태양전지 배열기는 동작 전압에따라 출력하는 전력이 변하며, 최대 전력을 출력하는 최대전력점이 존재한다. 일광구간에서 태양전지 배열기가 최대전력을 출력하여위성에 전기 에너지를 공급하고 남은 에너지로 배터리를 충전할 수 있도록 태양전력 조절기기가 필요하다. 태양전력 조절기의 입력에는 태양전지 배열기가 연결되고, 출력에는 배터리가 연결된다. 태양전력 조절기는 안정적인 동작을 위해 2 of 3 Hot Redundant로동작한다. 즉, 3개의 DC-DC 컨버터가 하나의 태양전력 조절기를 구성하며, 이 DC-DC 컨버터 하나가 고장이 발생하더라도 태양전력 조절기는 안정적으로 동작한다. 본 논문에서는 태양전력 조절기 동작 중 DC-DC 컨버터의 제어기에 고장이 발생한 순간 태양전력 조절기가 어떻게 동작하는지 분석하고, 배터리와 태양전지 배열기에 어떠한 영향을 미치는가에 대하 분석한다.

A solar array is main electrical energy source for Low-Earth-Orbit(LEO) satellite. The solar array cannot generate electrical energy during eclipse period, a battery supply electrical energy to the satellite. The electrical power of the solar array is changed in accordance with operating voltage and the solar array has the maximum power point. The solar array regulator makes the solar array supply electrical energy to the satellite and charge the battery. The solar array is connected to the solar array regulator input and the battery is connected to the solar array regulator output. The solar array regulator consists 2 of 3 hot redundant. One solar array regulator contains 3 DC-DC converters, and the solar array regulator operates stably even if the failure occur in one DC-DC converter. In this paper, the solar array regulator, the battery and the solar array operation is analyzed when the failure occur in one DC-DC converter.

DC-DC 컨버터는 인덕터 전류의 동작에 따라 연속전류모드와 불연속전류모드, 임계모드로 나눌 수 있다. 임계모드는 연속전류모드와 불연속전류모드의 경계에서 동작한다. DC-DC 컨버터를 임계모드에서 동작하도록 설계하면 인덕터 크기를 줄일 수 있으며ZCS(Zero Current Switching) 동작을 하여 스위치와 다이오드의 전력 손실을 줄일 수 있다. 본 논문에서는 임계모드로 동작하는부스트형 컨버터를 인공위성 용 태양전력 조절기에 적용한다. 임계모드 동작 시 DC-DC 컨버터의 입출력 조건에 따라 DC-DC 컨버터의 스위칭 주파수가 변한다. 최대 스위칭 주파수 제한을 위해 스위칭 주파수 제한 로직을 적용하였다. 한편, 임계모드 부스트형태양전력 조절기는 소신호 전달함수가 간단하여 제어기 설계가 용이하다. 임계모드 부스트형 태양전력 조절기의 소신호 전달함수를유도하고 이를 바탕으로 전압제어기를 설계하였다. 최종적으로 모의실험을 통해 임계모드로 동작하는 태양전력 조절기를 검증하였다.

A DC-DC Converter operates in CCM(Continuous Coundcution Mode), DCM(Discontinuous Conduction Mode),CRM(Critical Conduction Mode). The CRM is boundary between CCM and DCM. If a DC-DC converter is designed tooperate in CRM, its inductor volume can decrease and power loss which caused by switch and diode can decrease. In thispaper, the DC-DC converter which operates in CRM is applied to a solar array regulator(SAR) for the satellite. The switchingfrequency of the CRM boost SAR changes according to input and output condition. The switching frequency limit logic isapplied to limit the maximum switching frequency. Meanwhile, the small signal transfer function of the CRM boost SARis simple, so the controller design is also simple. In this paper, the small signal transfer function from control reference tosolar array voltage is induced. And the voltage controller is designed based on the small signal transfer function. Finally,the CRM boost SAR is verified by simulation.

저궤도 인공위성에 사용되는 태양전력 조절기는 태양전지의 영향으로 일반적인 DC-DC 컨버터와는 다른 소신호 특성을 갖는다. 이로 인하여 벅-부스트 형 태양전력 조절기는 태양전지의 전류원 영역에서 평균전류모드제어가 불가능하다. 이 논문에서는 벅-부스 트 형 태양전력 조절기를 의사-연속전류모드로 동작시켜 태양전지의 전 영역에서 태양전력조절기를 평균전류모드 단일 제어한다. 우선 의사-연속전류모드 벅-부스트 형 태양전력 조절기의 회로 동작을 설명하고, 소신호 전달함수를 구하고 이를 바탕으로 평균전 류모드제어기를 구성한다. 최종적으로 모의실험을 통하여 의사-연속전류모드 벅-부스트 형 태양전력 조절기의 평균모드제어를 검증한다.

A solar array makes a Solar Array Regulator (SAR) for Low-Earth-Orbit satellite have different small signal characteristic. Therefore, an Average-Current-Mode (ACM) controller cannot control the BUCK-BOOST type SAR which operates in a current region of the solar array. In this paper, we present the Pseudo-Continuous Current Mode (PCCM) BUCK-BOOST Type SAR which can be controller by the ACM Controller. We explain the circuit operation of the PCCM BUCK-BOOST Type SAR, derive its small signal transfer function and design ACM Controller. Finally, we verify the ACM control of the PCCM BUCK-BOOST Type SAR by using a simulation.

For the exhaustion of petrochemical energy in the whole world, the need to develop new & renewable energy has been growing. Scientists still do research to develop new & renewable energy, most of all, solar energy. Because a solar condenser mostly should be installed on a roof or floor, so it is greatly affected by wind. Nevertheless, the standard to install the solar condenser is not arranged. Therefore, we conducted a wind tunnel experiment (test) to investigate the differences of wind pressure that the solar condenser got according to angle variations and deduct the proper standard to install. In the experiment, it was used that solar array models of 5x3 and 3x5, and it was conducted by changing each angle to 30°, 35°, and 40°.

Solar panel is an important structure of the spacecraft, SADA (Solar Array Drive Assembly is often used as the drive organ to realize the step-skipped gesture adjustment. Firstly, the disturbance mechanism impact, which was produced from working SADA, to the electro-mechanism and payload coupling has been taken into account, and the dead, rigid and flexible load SADA disturbance model was established and validated through simulation and experimental measuring. Secondly, implemented the experimental check, calibration and correction to the mathematical model. Finally, the definition of electrical rigidity was proposed to analyze the disturbance mechanism of SADA, and verified its existence through simulation and testing.

Solar Array는 일사량 및 온도에 의해 얻을 수 있는 최대전력이 변화한다. 또한 Solar Array의 전압에 따라 출력 전력이 변화한다. 따라서 태양전지의 동작점을 최대 전력점에서 동작하게 하는 최대 전력점을 추적(MPPT:Maximum Power Point Tracking)하는 제어 시스템이 필요하다. 본 논문에서는 Solar Array의 전압과 전력의 상관관계를 이용하여 최대 전력점을 추종하는 제어 시스템을 제안한다. 이 방식은 빠르게 최대 동작점을 찾을 수 있고 높은 전력 변환 효율을 가지며 다른 방식에 비해 구성이 간단하다. 제안된 제어기법의 타당성을 검증하기 위하여 MPPT시뮬레이션과 실험을 수행하였다.

버스전압이 배터리 전압과 동일하며, 전력조절기(power regulator)의 스위칭 듀티 값(duty-ratio)이 위성탑재 소프트웨어에 의해서 제어되는 소프트웨어 제어방식의 비 조절형 버스 시스템(unregulated bus system)은 저궤도 위성에 흔히 사용된다. 본 논문에서는 이와 같은 소프트웨어 제어방식의 비 조절형 버스 시스템의 전력조절기 모듈화에 적용 가능한 새로운 전원단 회로를 제안하며, 제안된 전원단의 모드별 동작 특성을 해석한다. 다음으로 컨버터 병렬동작에서 발생할 수 있는 모듈간 전류 불균형(current unbalance)에 대한 제안된 전원단의 타당성을 검증하기 위해 제안된 전원단을 적용한 병렬모듈 컨버터의 prototype을 제작하여 모듈별 전류 분배(current sharing) 특성을 시뮬레이션 결과와 비교 검토한다.

A software-controlled unregulated bus system in which the main bus is directly connected to a battery and the duty-ratio for PWM switch is controlled by the on-board satellite software, is usually used for LEO satellites. This paper proposes a new power-stage circuit that can be available for modularization of a power regulator which is used at the software-controlled unregulated bus system satellite. And we analyze the proposed power-stage operation according to its operating modes and verify it by performing software simulation and hardware experiment using prototype. We construct a parallel-module converter which is composed of the proposed power-stage and perform experiment to verify modular characteristics of the proposed power-stage. Finally, we verify the usefulness of the proposed power-stage by comparing above results with those of a parallel-module converter made of conventional power-stage.

본 논문은 다목적실용위성 2호기의 개발에 사용한 태양전지 어레이의 설계결과를 요약하였다. 최적의 태양전지 어레이의 개발을 위하여 고효율의 갈륨-아세나이드 태양전지를 사용하였다. 태양전지를 장착하기 위한 패널은 알루미늄 허니컴이 적용되는 샌드위치 구조에 섬유강화 복합재료를 면재로 사용하였다. 다목적실용위성 2호기의 임무말기 태양전지 어레이는 최소 1,073 watts 이상의 전력을 위성부하와 탑재체에 충분히 공급할 수 있도록 개발하고 있다.

During daylight, the solar array of low earth orbit satellites harvests electrical power to operate satellites. The power conversion of the solar array is carried out by control of the operation point using the solar array regulator when the solar array faces the sunlight. Thus, the design of the solar array should comply with not only the power requirement of satellite system but also the input voltage requirement of the solar array regulator. In this paper, the design requirements of the solar array for low earth orbit satellites are defined, and the means of satisfying these requirements are described. In addition, the architecture of a multi-distributed interface is suggested to maximize the power harvested from a solar array having high temperature deviation between each panel. The power analysis in this paper shows the optimal number of multi-distributed interfaces with a converter.

This paper presents a Technology-CAD (TCAD) simulation of the characteristics of crystalline Si pillar array solar cells. The junction depth and the surface concentration of the solar cells were optimized to obtain the targeted sheet resistance of the emitter region. The diffusion model was determined by calibrating the emitter doping profile of the microscale silicon pillars. The dimension parameters determining the pillar shape, such as width, height, and spacing were varied within a simulation window from ${\sim}2{\mu}m$ to $5{\mu}m$. The simulation showed that increasing pillar width (or diameter) and spacing resulted in the decrease of current density due to surface area loss, light trapping loss, and high reflectance. Although increasing pillar height might improve the chances of light trapping, the recombination loss due to the increase in the carrier's transfer length canceled out the positive effect to the photo-generation component of the current. The silicon pillars were experimentally formed by photoresist patterning and electroless etching. The laboratory results of a fabricated Si pillar solar cell showed the efficiency and the fill factor to be close to the simulation results.

A satellite power system should generate and supply sufficient electric power to perform the satellite mission successfully during the satellite mission period, and it should be developed to be strong to the failure caused by the severe space environment. A satellite power system must have a high reliability with respect to failure. Since it cannot be repaired after launching, different from a ground system, the failures that may happen in space as well as the effect of the failures on the system should be considered in advance. However, it is difficult to use all the hardware to test the performance of the satellite power system to be developed in order to consider the failure mechanism of the electrical power system. Therefore, it is necessary to develop an accurate model for the main components of a power system and, based on that, to develop an accurate model for the entire power system. Through the power system modeling, the overall effect of failure on the main components of the power system can be considered and the protective design can be devised against the failure. In this study, to analyze the failure mode of the power system and the effects of the failure on the power system, we carried out modeling of the main power system components including the solar array regulator, and constituted the entire power system based on the modeling. Additionally, we investigated the effects of representative failures in the solar array regulator on the power system using the power system model.

Maximum power point tracking (MPPT) under the partial shading condition is a challenging research topic for photovoltaic systems. Shaded photo-voltaic module result in complex peak patterns on the power versus voltage curve which can misguide classical MPPT algorithms. Thus, various kinds of global MPPT algorithms have been studied. These have typically consisted of partial shading detection, global peak search and MPPT. The conventional partial shading detection algorithm aims to detect all of the occurrences of partial shading. This results in excessive execution of global peak searches and discontinuous operation of the MPPT. This in turn, reduces the achievable power for the PV module. Based on a theoretical investigation of power verse voltage curve patterns under various partial shading conditions, it is realized that not all the occurrences of partial shadings require a global peak search. Thus, an intelligent partial shading detection algorithm that provides exact identification of global peak search necessity is essential for the efficient utilization of solar energy resources. This paper presents a new partial shading determinant algorithm utilizing adaptive threshold levels. Conventional methods tend to be too sensitive to sharp shading patterns but insensitive to smooth patterns. However, the proposed algorithm always shows superb performance, regardless of the partial shading patterns.

Solar energy is the ideal power choice for long-endurance stratospheric airships. The output performance of solar array on stratospheric airship is affected by several major factors: flying latitude, flight date, airship's attitude and the temperature of solar cell, but the research on the effect of these factors on output performance is rare. This paper establishes a new simplified analytical model with thermal effects to analyze the output performance of the solar array. This model consisting of the geometric model of stratospheric airship, solar radiation model and incident solar radiation model is developed using MATLAB computer program. Based on this model, the effects of the major factors on the output performance of the solar array are investigated expediently and easily. In the course of the research, the output power of solar array is calculated for five airship's latitudes of $0^{\circ}$, $15^{\circ}$, $30^{\circ}$, $45^{\circ}$ and $60^{\circ}$, four special dates and different attitudes of five pitch angles and four yaw angles. The effect of these factors on output performance is discussed in detail. The results are helpful for solving the energy problem of the long endurance airship and planning the airline.

The peak-power-tracking solar array regulator sensing the inductor current is proposed. Since it uses the inductor current as the solar array output power information, the PPT control scheme can be greatly simplified. The charge controlled two-loop scheme is presented to improve the dynamics due to the inductor current sensing. The comparison between the single-voltage loop controlled system and the two-loop controlled system employing the charge control is presented. This paper also contains the simulation results of that comparison.

양자점 감응형 태양전지는 염료감응형 태양전지와 비슷한 구조를 가지지만, 유기물 염료를 대신하여 무기물 양자점을 사용함으로서 기존 유기물 염료가 가지는 한계점을 극복할 수 있다. 양자점을 광감응 염료로 사용하는 경우 양자제한효과(quantum confinement effect)에 의해 양자점의 사이즈조절만으로 밴드갭을 조절할 수 있어 광학적 특성 조절이 용이하며, 유기물 염료보다 광흡수 능력도 뛰어나다. 더불어, 하나의 광자를 흡수하여 두개 이상의 전자-정공쌍을 만들 수 있는(multiple exciton generation) 가능성이 있어 기존 태양전지가 가지는 이론적 한계효율(Shockley-Queisser limit)을 뛰어넘을 수 있다. 본 연구에서는 고효율의 양자점 감응형 태양전지 개발을 위해, ZnO 나노선 구조에 CdS, CdSe 양자점을 증착한 CdSe/CdS/ZnO 나노선 헤테로구조를 수열합성법으로 합성하였다. 증착한 CdSe/CdS 양자점이 태양광의 가시광 전 영역을 흡수하여 전자-정공을 생성하며, 세 물질 간의 밴드구조를 통해 양자점에서 생성된 전자가 ZnO 나노선으로 포집되고, 바닥전극으로 직접연결이 되어있는 1차원의 나노선 구조를 통해 전자를 효율적으로 운반할 수 있다.

In response to the industrial needs for automated handling of very thin solar cell wafers, this paper presents the design concept for the individual wafer separation from the stacked wafers by utilizing continuous water jet. The experimental apparatus for automated wafer separation was constructed and it includes the water jet system and the microprocessor controlled wafer stack advancing system. Through a series of tests, the performance of the proposed design is quantified into the success rate of single wafer separation and the rapidity of processing wafer stack. Also, the inclination angle of wafer equipped cartridge and the water jet flowrate are found to be important parameters to be considered for process optimization. The proposed design shows the concept for fast and efficient processing of wafer separation and can be implemented in the automated manufacturing of silicon based solar cell wafers.