우주용 일체형 경량 복합재료 전자장비 하우징 제작에 관한 연구

技術論文

우주용 일체형 경량 복합재료 전자장비 하우징 제작에 관한 연구

장태성*, 서정기*, 이주훈**

A Study on Fabrication of Monolithic Lightweight Composite Electronics Housing for Space Application

Tae Seong Jang*, Jung Ki Seo* and Juhun Rhee**

Satellite Technology Research Center, KAIST*, Korea Aerospace Research Institute**

ABSTRACT

This paper dealt with the fabrication and performance evaluation of the electronics housing made of lightweight composite materials, aiming at the enhancement of satellite mass savings by replacing conventional aluminum alloy widely used for satellite avionics with lightweight composite material. For this purpose, a fabrication process was designed to overcome low machinability of CFRP and to minimize the post-treatment. The composite housing with grid-stiffened and monolithic frame was made using co-curing method. Its performance was also evaluated regarding endurance, stiffness, thermal conductivity, electrical grounding, EMI protection and radiation shielding. The composite housing can provide the considerable mass savings over the aluminum housing with same dimension.

초 록

기존 위성 전자장비 하우징에 널리 사용되는 알루미늄 합금 소재를 경량 복합재료로 대 체함으로써 위성 경량화를 크게 개선하고자, 경량 복합재료로 구성된 전자장비 하우징을 제작하고 성능 검증에 대하여 다루었다. 이를 위해 복합재료의 낮은 가공성을 극복하기 위하여 후처리를 최소화할 수 있는 복합재료 하우징 제작공정을 설계하고, 격자 구조로 강화된 일체형 하우징 본체를 동시경화 방법에 의해 제작하였다. 또한 제작된 전자장비 하우징의 내구성, 강성, 열전도도, 전기전도도, EMI차폐 및 방사차폐에 대한 성능 평가 결 과를 분석하였다. 아울러 본 연구에서 제작한 복합재료 하우징은, 동일한 형상의 알루미늄 하우징 대비 상당한 질량절감을 가능하게 함을 제시하였다.

Key Words : Electronics Housing(전자장비 하우징), Composite Materials(복합재료), Mass savings(질량절감), Co-curing(동시경화), Spacecraft(인공위성)

†Received: September 9, 2013 Accepted: November 19, 2013

* Corresponding author, E-mail : jrhee@kari.re.kr

http://journal.ksas.or.kr/

pISSN 1225-1348 / eISSN 2287-6871

Ⅰ. 서 론

위성시스템을 구성하는 다양한 전자회로(PCB) 는 하우징(housing)이라는 구조물에 장착되어 목

적된 각각의 기능을 수행하며, 하우징은 외부 하 중과 우주환경으로부터 전자회로를 보호하고, 전 자회로에서 발생된 열을 외부로 전달하는 역할을 한다. 위성 전자장비의 하우징 구조물 소재로는

알루미늄 합금이 널리 적용되고 있는데, 이는 알 루미늄이 갖는 높은 강성, 강도, 열전도율과 우수 한 방사차폐, 전자기차폐, 가공성에 기인한다.

한편 위성시스템의 전력계, 원격측정 및 명령 계, 자세제어계, 탑재체 등의 전자장비 중량은 위 성 총 건조중량의 40~50%를 차지하며, 이중 알 루미늄으로 제작된 전자장비 하우징의 중량 비율 은 위성 총 건조중량의 최대 20%로 추정된다[1].

전자장비의 주된 역할인 전자기능 측면에서 고려 할 때, 하우징은 부차적인 구조물로서 경량으로 제공될수록 위성 경량화를 크게 향상시킬 수 있 다. 이러한 관점에서, 알루미늄으로 제작되는 전 자장비 하우징을 경량 복합재료로 대체하기 위한 노력[1~8]이 꾸준히 진행되어 왔다.

1990년대 후반에 Krumweide 등[2]은, 다수의 CFRP 면재를 정밀하게 가공하여 PCB 지지 프레 임을 형성하고 이들을 여러 개 CFRP 평판에 정 밀하게 접착함으로써, 이중 벽(double wall)으로 구성된 복합재료 하우징 제작방법을 고안하였다.

NASA 연구의 일환으로, Fenske 등[3]도 이중 벽 구조로 구성된 복합재료 하우징을 제작하고, 성 능, 비용 측면에서 동일 기능의 알루미늄 하우징 과 비교함으로써, 우주용 전자장비 하우징 제작 에 있어 복합재료가 알루미늄을 대체할 수 있음 을 제시하였다. 이후 Wienhold 등[4]과 Roberts 등[5]은, 복합재료 하우징 제작에 있어 접착공정 을 겪는 CFRP 단품의 개수를 크게 줄이고자 제 작공정을 개선하였으며, 플랜지를 갖는 3면 채널 구조물과 바닥판의 접착을 통한 하우징 몸체 구 성 방안을 제시하였다. 국내에서도 장태성 등[1]

의 연구를 통하여, 동일패턴 형상설계, CFRP 면 재 워터제트(water-jet) 가공, 면재 간 종합조립 및 접착 방식에 의한 모듈화된 경량 하우징 설계 개념이 제시된 바 있다.

다수의 CFRP 단품 제작과 기계가공 및 접착 을 적용한 복합재료 하우징 제작 방식은, 단순한 접착과 기계적 체결에 의해 하우징이 완성되는 장점이 있으나, CFRP의 가공성이 금속재료에 비 해 열악하기 때문에 가공상의 문제가 발생하기 쉽고, CFRP 단품의 개수가 증가할수록 조립 및 접착 과정에서 공차누적에 따른 기하학적 정밀도 유지에 어려움이 발생할 수 있다. 2000년대 중반 Brander 등[7]과 Jussila 등[8]이 수행한 복합재료 하우징 제작 연구에 따르면, CFRP 단품의 기계 가공 과정에서 적층분리의 문제점과 조립/접착 과정에서 접착부의 증가에 따른 허용 공차유지의 어려움이 지적된 바 있다. 이를 근본적으로 해소 하기 위해서는 복합재료 경화 후, 기계가공과 접 착공정을 최소화할 수 있는 접근법이 필요하다.

즉 한 번의 복합재료 경화과정을 통해 완성품에 가깝게 제작함으로써, 불필요한 후가공을 제거하 는 제작공정이 요구된다.

이러한 목적에서, 본 연구는 복합재료 단일 경 화과정을 통해 하우징 본체의 기본형상을 제작하 고, 최소한의 후가공만을 적용하여 하우징을 완 성할 수 있음을 제시하였다. 특히, 하우징 구조 강성을 크게 증가시키기 위하여 격자강화 방식의 하우징 본체를 단일 경화공정에 의해 완성한 점 이 가장 큰 특징이다. 아울러 복합재료 하우징에 대한 상세 설계와 복합재료를 적용한 일체형 하 우징 제작공정 설계를 다루었으며, 설계된 공정 에 따라 제작된 전자장비 하우징의 진동내구성, 열전도도, 전기전도도, EMI차폐 및 방사차폐에 대한 성능검증 결과를 제시하였다.

Ⅱ. 복합재료 전자장비 하우징 설계

2.1 복합재료 하우징 요구사항 정의

위성용 전자장비 하우징은 위성 발사환경으로 부터 전자회로를 보호할 수 있는 충분한 내구성 과 전자회로에서 발생된 열을 전달하기 위한 우 수한 열전도 특성이 요구된다. 아울러 하우징 내 전자회로에서 발생되는 전자파를 허용 범위 내로 차폐하고, 전자회로에 필요한 접지기능을 제공하 며, 우주 방사환경에 대한 충분한 차폐기능을 갖 추어야 한다. 복합재료로 구성된 하우징의 경우 에도 이러한 성능 조건이 요구되며, 본 연구에서 는 기존의 연구[1]를 통해 이미 정의된 요구조건 을 준용하였다(Table 1 참조).

발사환경에 대한 내구조건은 NASA-GEVS-SE 규격을 고려하여, 14.1Grms의 랜덤진동에 대한 내구성능으로 하였다. 또한 위성체 저차 진동모 드와의 공진 회피에 필요한 고유진동수로 인식되 는 100Hz를 강성 요구조건으로 정하였다. EMI차 폐 주파수 범위의 경우, 하우징 내 전자회로의 전자파 특성에 의존하나, 재료에 대한 전자파 차 폐(Shielding effectiveness) 시험에서 통상 사용하

항 목 요구조건

내구성 14.1Grms 랜덤진동에 내구 강성 > 100Hz

열전도도 > 125W/m․K (AL7075의k에 등가) EMI감쇠 > 20dB (@30MHz~1.5GHz) 전기접지 < 2.5mΩ

방사차폐 AL 2mm의 양성자 차폐에 등가 Table 1. Requirements for composite housing

는 범위인 30MHz~1.5GHz 대역으로 고려하였다.

2.2 복합재료 하우징 형상 설계

복수 개 PCB의 장착성과, 커넥터를 통한 PCB 의 전기접속 용이성을 하우징 설계에 우선적으로 고려하였다. Eurocard 6U 규격 (160×233mm)의 표준형 PCB가 적용되도록 하였고, PCB 고정장 치(Locking retainer)를 이용하여 하우징 내 PCB 가이드레일(Guide rail)에 복수 개 PCB가 장착되 도록 설계하였다. Fig. 1은 복수 개의 표준형 6U PCB의 장착개념을 나타낸 것이다.

Figure 2에 제시한 바와 같이, 설계된 복합재 료 하우징은 크게 하우징 본체(Main body), 전면 및 후면 커버(Front/Rear covers)의 세 부분으로 구성된다. 다시 하우징 본체는, CFRP로 이루어진 격자강화 프레임(Grid-stiffened frame)과 AL7075 로 이루어진 PCB 가이드 레일, 보스(Boss), 러그 (Lug)로 구성된다. 보스는 전면/후면 커버와 하 우징 본체의 기계접속에 활용되고, 러그는 위성 체와 하우징의 기계접속에 활용된다. PCB 가이

PCBs

Connectors PCB locking retainers PCB Guide rail

PCB guide rail Fig. 1. PCBs equipped with locking retainers

Rear cover

Housing main body

Grid-stiffened frame Front cover

Boss

Lug

PCB guide rail Bushing Fig. 2. Configuration of composite housing

18 8

Front cover

PCB (6U)

Boss

Bushing Connector

Fig. 3. Installation of PCBs into housing 드 레일은, 복수 개의 PCB가 고정장치에 의해 하우징 내에 나란하게 장착되도록 해준다. 본 연 구에서는, 보스가 삽입된 격자강화 프레임을 복 합재료 단일 경화공정에 의해 완성할 수 있도록 제작공정을 설계한다. 하우징 본체 요소에서 러 그와 PCB 인도레일이 격자강화 프레임에 접착되 는 유일한 요소이다. Fig. 3은 일련의 표준형 6U PCB가 하우징 내에 장착되는 개념을 도시한 것 이다.

2.3 복합재료 하우징 소재의 선정

일반적인 CFRP의 낮은 열전달 특성을 보완하 기 위하여, 격자강화 프레임의 제작 소재로는 피 치계열(Pitch-based) 탄소섬유/에폭시 프리프레그 인 YS95A/RS36(제조사: Tencate)을 선정하였다.

YS95A/RS36 복합재료의 물성치를 Table 2에 제 시하였다. 특히 YS95A 탄소섬유 자체의 섬유방 향 열전도계수는 약 600W/m K에 달하여, 매우 우수한 열전도 성능을 지닌다. 전면, 후면 커버는 하우징의 닫힘 패널의 역할을 하기 때문에, 구조 용으로 널리 사용되는 팬계열(PAN-based) 탄소

　Item Value

E11 550GPa E22 5.5GPa

ν₁₂ 0.30

G12 5.0GPa G13 5.0GPa ρ _1700kg/m³ ply thick 0.055mm CTE, αL -1.5ppm/℃

CTE, α_{T 37ppm/℃}

k, (in fiber direction) 600 W/m․K Table 2. Properties of YS95A/RS36

섬유/에폭시 프리프레그인 T700/#2500(제조사:

Toray)을 선정하였다. 부싱(Bushing)과 보스, 러 그, PCB 가이드 레일은 모두 AL7075를 소재로 선정하였다. 러그 및 PCB 가이드 레일과 격자강 화 프레임과의 접착공정에 사용되는 접착제로는 상온경화용 EC2216(제조사: 3M) 에폭시를 선정 하였다. 고온 경화용 접착제를 사용할 때 발생할 수 있는 알루미늄과 CFRP의 열팽창계수 차이에 의한 열 변형의 영향을 제거하기 위한 접근이다.

2.4 EMI 차폐 및 샤시 접지 설계

기존의 연구[2, 3]에서는, CFRP 바깥표면에 니 켈이나 알루미늄 박막을 동시 경화하여 도전층을 만들어주는 방식으로 EMI 차폐를 구현하였다.

그러나 최근 상용 전자분야에서는, CFRP 제작과 정에 동시 경화가 가능한 전자파 차폐소재가 개 발되고 있다. 본 연구에서는 니켈이 코팅된 탄소 섬유와 구리 소재가 결합된 EMI 차폐 직조물 (Shielding-fabric)을 CFRP 프리프레그와 함께 적 층하여 동시 경화함으로써, 구조물 자체가 EMI 차폐특성을 갖추도록 접근하였다. 본 연구에 적 용된 EMI 차폐 직조물에 대한 확대 배율 사진과 물성치를 Fig. 4와 Table 3에 각각 나타내었다.

피치계열 CFRP의 경우, 섬유방향으로 도전성 을 가지나, 탄소섬유를 결합하는 에폭시 레진 (resin) 층의 존재로 인하여 금속에 비하여 전기 전도도가 상대적으로 낮다. YS95A/RS36 소재로 제작한 CFRP 시편에 대한 전기전도도는 0.8~15 Ω 수준으로 측정되었다. 이에 따라 Fig. 5에 제 시한 바와 같이, PCB 가이드 레일로부터 러그까 지 도선(wiring harness) 연결에 의한 직접적인 샤시 접지 (chassis grounding)를 설계하였다.

(a)EMI-shielding fabric (d)Microscopic view (×850)

Fig. 4. EMI-shielding fabric

Table 3. Properties of EMI-shielding fabric Properties Value

Thickness, mils: ~10 (0.254 mm) Basis weight, oz/yd² 1.7 (58 g/m²) Surface resistivity, ohm/sq <0.09

Shielding effectiveness 80 dB @1GHz Temperature range, °C: -30 to 190　

Wire

Isometric view at front Isometric view at bottom Wire

Lug PCB guide

rail

Fig. 5. Chassis grounding by wiring harness

2.5 방사차폐 설계

지자계에 붙잡힌 고에너지 양성자와 전자, 태 양에너지입자(SEP), 고에너지 우주입자(GCR)로부 터 전자회로를 보호하기 위해, 기존 위성 전자장 비에 사용되는 알루미늄 하우징은 일반적으로 2mm 두께를 폭넓게 적용한다. 물질 내 양성자 비정거리(stopping distance) 분석코드인 SRIM [9]을 이용한 해석을 통해, 알루미늄 2mm는 약 19.3MeV의 양성자를 차폐할 수 있음을 계산하였 다. 그러나 CFRP의 경우 탄소섬유와 에폭시가 이종 결합된 이방성 이종재료로서 SRIM을 통해 비정거리를 해석하는 데에는 오차가 있을 수 있 다. 따라서 19.3MeV 양성자를 차폐하는 2mm 알 루미늄과 등가한 차폐 성능을 보이는 CFRP의 두 께를 실험적으로 구하였다. 우선 YS95A/RS36 소 재를 적용하여 [0/90/90/0]n 형태로 적층된 다 양한 두께의 CFRP시편을 제작하였다. 또한 밀도 가 높은 텅스텐(W) 박막(100㎛)을 중립면에 삽입 한 다양한 두께의 CFRP/W/CFRP 다층 다물질 시편을 추가로 제작하였다. CFRP/W/CFRP를 적 용할 때 양성자 비정거리가 감소되는 이전 연구 결과[10]를 활용하여 효과적 방사차폐 방안을 분 석하기 위함이다.

제작된 시편에 양성자 빔을 조사(irradiation)하 기 위하여, 원자력의학원의 MC50 싸이클로트론 (Cyclotron)을 활용하였다. MC50 사이클로트론의 생성 가능한 빔 에너지를 고려하여, 20MeV의 양 성자 빔을 실험에 적용하였으며, 시험장치 구성 과 양성자 조사 조건을 각각 Fig. 6와 Table 4에 제시하였다. 양성자 빔이 시편 전면에 조사될 때, 시편 후면에 부착된 이온 챔버 센서를 통하여 측 정된 이온화 에너지 값에 근거하여, CFRP시편과 CFRP/W/CFRP시편 각각의 두께에 따른 양성자 빔의 비정거리 측정결과를 Fig. 7에 제시하였다.

측정결과에 의하면, 20MeV 양성자빔에 대해 CFRP시편의 경우 약 2.7mm의 비정거리를 보이 며, CFRP/W/CFRP시편의 경우 약 2.3mm의 더 짧은 비정거리를 보인다. 그러나 CFRP의 비중이

Specimen Specimen

Ion chamber

Fig. 6. Test setup for proton irradiation Table 4. Proton beam irradiation condition

Items Value

Incident beam energy

@target

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0 2.2 2.4 2.6 2.8 3.0 0

20 40 60 80 100 120 140

Ionized Energy (nC)

Thickness (mm) CFRP(YS95A/RS36)

CFRP(YS95A/RS36)/W/CFRP(YS95A/RS36)

Fig. 7. Stopping distance of proton beam

Material Areal weight CFRP (total t=2.72mm) 0.462g/cm² CFRP/W(100㎛)/CFRP

(total t=2.30mm) 0.567g/cm² Aluminum (total t=2.11mm) 0.570g/cm² Table 5. Areal weight for 20MeV proton shield

1.7인 반면, 텅스텐의 비중은 19.3인 점을 고려하 여 양성자 빔 차폐에 소요되는 단위면적당 중량 을 산출하고 Table 5에 제시하였다. 20MeV 양성 자 빔의 차폐에 소요되는 단위면적당 중량은, CFRP 시편에 대해 더 작고, CFRP/W/CFRP 시 편에 대해서는 알루미늄과 유사함을 알 수 있다.

한편 전자장비 하우징이 위성체 내부에 장착 된다고 가정하면, 위성의 닫힘 패널을 통한 방사 차폐가 일차적으로 발생하고, 전자장비 하우징을 통한 이차적인 방사차폐가 일어난다. 경량화 극 대화를 위해서는, 위성 닫힘 패널의 차폐 효과까 지 감안하여 하우징 두께를 결정하는 것이 이롭 다. 위성 닫힘 패널에 널리 사용되는 샌드위치 패널의 경우, 상 하면 CFRP 면재 두께 총합이

통상 약 1mm 이상에 해당한다. 만약 복합재료 하우징 본체의 면재 두께를 CFRP 2mm로 설계 한다면, 총 3mm의 CFRP 차폐재가 구현되는 셈 이며, 이는 앞서 언급한 실험결과와 비교할 때, 20MeV 양성자 빔을 차폐하기에 충분하다.

Ⅲ. 복합재료 전자장비 하우징 제작

3.1 격자강화 프레임 제작공정 설계

앞서 Fig. 2에 제시된 격자강화 복합재 프레임 을, 진공백 성형(Vacuum bag molding)에 의한 동시경화를 통해 한 번에 제작할 수 있는 일체의 몰드(mold)를 설계하였다. 전체 몰드 어셈블리는, 1개의 중공 사각튜브 몰드, 6개의 평판 몰드, 96 개의 치구 블록(tooling blocks)으로 구성되며 모 두 AL7075 소재로 제작된다. 격자강화 프레임 제작을 위한 일체의 몰드를 Fig. 8에 나타내었다.

중공 사각튜브 몰드와 치구 블록은 격자강화 복합재 프레임의 벽(Wall)과 격자(Grid)를 생성하 는데 사용된다. 또한 평판몰드와 중공 사각튜브 몰드는 복합재 경화과정에서, 격자강화 프레임의 내 외면 사방에 동일한 압력을 가하도록 해준다.

일체의 몰드 어셈블리 표면에 이형제를 사전에 도포하고 고온건조하여 사용함으로써, 복합재 경 화 후 몰드와 치구 블록이 에폭시 레진에 달라붙 지 않고 잘 분리되도록 한다. 또한 경화과정 중 에폭시 레진의 유동과 배출을 원활히 하기 위해 평판 몰드에 홀을 배열하였다. 아울러 모든 치구 블록의 중앙부에 나사산의 일부를 가공하여, 복 합재 경화 후 볼트를 장착하여 치구 블록을 용이 하게 탈형할 수 있도록 설계하였다.

피치계열 탄소섬유는 연신률이 매우 작고 곡

Top mold

Bottom mold Rear-side mold

Right-side mold

Front-side mold Tube mold Tooling blocks

Left-side mold

Boss

Fig. 8. Tooling blocks for composite frame

Fig. 9. Typical fiber-breakage of YS95A/RS36 률이 큰 영역에서 파단이 잘 발생하여 취급성이 떨어지는 단점이 있다. 네 모서리 곡률반경이 각 각 2, 3, 4, 5, 6mm인 복수의 블록시편을 제작하 여, 실제 YS95A/RS36 프리프레그를 감아 탄소섬 유의 건전성을 확인하였다. 4mm이하의 곡률반경 을 갖는 블록의 경우 탄소섬유를 감는 과정에서 파단이 발견된 반면, 5mm 이상의 곡률반경을 갖 는 블록에 대해서는 건전성이 확인되었으며, 대 표적인 파단현상을 Fig. 9에 제시하였다. 이에 따 라 안전한 적층을 위하여, 몰드와 치구 블록 모 서리부에 반경 5mm의 곡률을 반영하였다.

복합재 경화후 프레임의 벽과 격자의 공칭 두 께가 2mm가 되도록, 중공 사각튜브 몰드 외면과 모든 치구 블록 측면에 YS95A/RS36 프리프레그 를 직교 적층하여 감는다. 플랜지(flange)를 갖춘 보스(Boss) 주위로도 프리프레그가 감기며, 프리 프레그가 감긴 치구 블록 및 중공 사각튜브와 함 께 정렬하여 복합재 격자강화 프레임으로 동시 경화된다. 본 연구에서 제안하는 제작공정의 가 장 큰 특징은, 격자, 벽 그리고 기계접속에 필요 한 보스가 함께 결합된 격자강화 프레임을 진공 백 성형의 단일 경화공정에 의해 완성할 수 있다 는 점이다.

3.2 격자강화 프레임 제작

치구 블록 측면에 YS95A/RS36 프리프레그를 [0/90]9으로 적층하였다. 플라이(Ply) 내부에 갇힌 기공을 제거하여 균일한 적층두께와 양호한 적층 상태를 유지하기 위해, 매 3~4회 플라이 적층 후 에 반복적인 진공 압착을 수행하였다. Fig. 10은 CFRP 적층과 진공 압착 과정을 나타낸 것이다.

중공 사각튜브 몰드 주위에도, YS95A/RS36 프리프레그 및 EMI 차폐재의 적층과 진공압착을 반복하여 {[0/90]9/EMI-shielding fabric/[0/90]9} 의 적층구성을 완성하였다(Fig. 11 참조).

한편 프리프레그가 감긴 몰드와 치구 블록을 정렬할 때, 인접한 몰드 모서리부가 갖는 곡률로 인하여 간극이 생긴다. 따라서 YS95A/RS36 프리 프레그를 사용하여, 다양한 형상의 충진재(Filler) 를 만들어 간극을 충진하였다(Fig. 12 참조).

(a) Fiber wrapping around tooling block

(b) De-gassing & pre-pressing by vacuum Fig. 10. CFRP stacking around tooling blocks

(a) [0/90]9 wrapping (b) EMI-shielding fabric

(b) Fabric wrapping (d) [0/90]9 wrapping Fig. 11. CFRP stacking around tube mold

Fig. 12. Illustration of CFRP gap-filler 프리프레그가 적층된 모든 치구 블록을, 역시 프리프레그가 적층된 중공 사각튜브 몰드의 사면 에 규칙적으로 배열하였다. 또한 보스를 목적한 위치에 함께 정렬함으로써, 복합재 프레임의 벽, 격자, 보스가 한 덩어리로 결합되도록 하였다. 바 깥면에는 6개의 평판 몰드를 조립하여 일체형 몰 드 어셈블리를 만들었다(Fig. 13 참조).

또한 진공백을 원환체와 유사하게 둘러쌈으로 써, 경화 과정 중 모든 면이 6.8기압의 균일한 압

Fig. 13. Mold Assembly and vacuum bagging

Fig. 14. Curing condition for YS95A/RS36 력조건에 놓이도록 하였다. Fig. 14에 제시된 YS95A/RS36 소재의 경화조건에 따라 복합재료 를 오토클레이브에서 경화한 후, 몰드를 분리하 고 탈형한 격자강화 복합재 프레임을 Fig. 15에 나타내었다. 동시 경화된 보스 중앙부에 하우징 커버를 장착하기 위한 탭(Tap)을 가공함으로써, 격자강화 프레임을 완성하였다. 아울러 Fig. 5의 샤시 접지용 도선 통로에 필요한 작은 홀을 추가 로 가공하였다. 격자강화 프레임은 한 번의 동시 경화 공정에 의해 제작이 되며, 보스의 탭과 도 선 경로용 홀을 가공하는 것이 유일한 후처리에 해당된다.

Fig. 15. Curing & post-processing of frame

3.3 복합재료 하우징 제작 및 조립

하우징 전면/후면 커버를 제작하기 위해, EMI 차폐재와 T700/#2500프리프레그를 {[0/90/90/0]6

/EMI-shielding fabric}의 순서로 적층하고, 오토 클레이브에서 경화하였다. 경화된 적층판에 부싱 을 삽입하기 위한 홀과 커넥터 장착 홈을 기계 가공하였다. 가공된 홀에 에폭시 EC2216을 도포 하고 부싱을 접착시켜, 상온에서 경화하였다. 제 작 완성된 커버의 형상을 Fig. 16에 나타내었다.

PCB 가이드 레일은, 1mm 두께의 AL7075 평 판 위에 PCB와 잠금장치를 삽입하기 위한 레일 이 반복 패턴으로 배치된 경량 구조물로서, 격자 강화 프레임의 상하 내면에 대칭적으로 접착된 다. Fig. 17과 같이 정밀 고정 지그를 적용하여 PCB 가이드 레일의 위치를 정밀히 조정하고, 균 일한 0.5mm의 에폭시 접착층 두께를 유지하면서 PCB 가이드 레일을 상온에서 접착시켰다. 동일 한 상온 경화 접착제 EC2216을 이용하여 러그를 격자강화 프레임에 접착시키고, 하우징 본체를 최종 완성하여 Fig. 17에 제시하였다. Fig. 18은 완성된 하우징 본체에 PCB를 장착하는 과정과, 최종적으로 조립 완성된 경량 복합재료 하우징을 나타낸다.

Fig. 16. Housing front and rear covers

Fig. 17. Bonding of PCB guide rails and lugs

Fig. 18. Composite electronics housing assembly

Ⅳ. 복합재료 하우징 성능 분석

4.1 강성 및 내구성 평가

제작된 복합재료 하우징의 발사환경 하에서의 내구성을 평가하기 위하여, NASA-GEVS-SE 규 격[11]에 따른 14.1grms의 인증수준 랜덤진동시 험을 수행하였다. 복합재료 하우징에 대한 수평 방향 및 수직방향에 대한 시험장면을 Fig. 19에 대표적으로 나타내고, 하우징의 상부 모서리에서 측정한 가속도 측정 결과를 Fig. 20에 제시하였 다. 아울러 랜덤진동시험 전후에, 1grms의 저수 준 랜덤진동(0.0005g²/Hz @20~2000Hz)을 가함으 로써 랜덤진동시험 전후 하우징 구조물의 고유진 동수 변화를 조사하였다.

Fig. 19. Random vibration test setup

(a) PSD results in X-direction

(b) PSD results in Y-direction

(c) PSD results in Z-direction Fig. 20. Random vibration test results

Fig. 21. FRF in pre-to-post random test in Z (red: pre-random, blue: post-random) X, Y, Z 각 방향의 고유진동수는 요구조건인 100Hz를 모두 초과하여 만족하고 있으며, 랜덤 진동시험 후 고유진동수 변화는 3% 미만의 매우 작은 수준으로 관측되었다. 랜덤진동시험 전후의 고유진동수 변화의 대표적인 결과를 Fig. 21에 제시하였다. 아울러 랜덤진동 후 육안검사를 통 하여, 구조물 내 적층분리나 접착분리 등 어떠한 파손도 발견됨이 없었으며, 주어진 발사환경 조 건에서의 구조물의 내구성의 건전함을 유지한 것 으로 평가되었다.

4.2 열전도도 측정

피치계열 CFRP로 제작된 격자강화 프레임만 의 열전도계수를 측정하기 위하여, PCB 가이드 레일과 러그를 프레임에 부착하기 전에, 열전도 도 측정시험을 수행하였다. Fig. 22는 본 연구에 서 구성한 열전도도 측정 개념을 나타낸 것이다.

격자강화 프레임의 상면 안쪽에 히터(Heater)를 부착하고, 측면 안쪽에 일정 간격(ΔL)으로 온도 센서를 부착하였다. 프레임 바닥면을 제외한 모 든 면을 MLI(multi-layer insulation)로 둘러싸 단 열하고, 시험장치를 열진공챔버 안에 배치하였다.

히터가 열원(heat source)이 되고 열진공챔버 벽 면이 히트싱크(heat sink)가 되며, 격자강화 프레 임 바닥면에서 챔버 벽면으로 복사에 의해 열이 소산된다. 격자강화 프레임의 측면에서는 오로지

Fig. 22. Concept of k measurement

전도에 의한 열전달이 이루어지며, 일정거리(ΔL) 만큼 떨어진 온도센서를 통해 측정한 두 지점 간 온도 차(ΔT)를 이용하여 열전도계수를 구한다.

Q = heat generated by heater (1) Aeff = effective cross-sectional area (2)

_{} _· 

· 

(3)

히터와 온도센서의 위치를 Fig. 23에 나타내었 다. 정상상태 도달 후, 격자강화 프레임 측면의 열전달경로에 지배적으로 기여하는 유효단면적은 1.312E-3m² 이며, 히터에서 생성되는 총 열원은 16.5W로 측면 양쪽으로 각각 8.25W씩 전달된다.

한 쌍의 온도센서가 부착된 두 지점 간 거리(ΔL) 는 0.12m이다. Fig. 24는 열진공챔버를 이용한 실 제 시험장면을 나타낸 것이다.

Fig. 23. Position of heater and thermal sensor

Fig. 24. Thermal conductivity test setup

0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 -30

-20 -10 0 10 20 30 40 50

Temperature (C)

Time (sec)

S1 S2 S3 S4 S5 S6 S7 S8 S9 S10 Bottom Shroud

Fig. 25. Time-temperature history

Path ΔT(℃) ΔL(m) Area(m²) Q(W) k(W/m K) S1-S2 8.32 0.12 1.3120E-03 8.25 90.70 S3-S4 8.41 0.12 1.3120E-03 8.25 89.69 S5-S6 8.29 0.12 1.3120E-03 8.25 91.06 S7-S8 8.12 0.12 1.3120E-03 8.25 92.93 S9-S10 7.91 0.12 1.3120E-03 8.25 95.43 Table 6. Calculation of thermal conductivity

열진공챔버의 진공도는 1.0E-5torr 수준을 유지 하였으며, ΔT<0.017℃/min 조건을 정상상태 판 단기준으로 적용하였다. 챔버 벽면 온도를 -20℃, -30℃, -40℃로 단계적으로 변경하면서, 격자강화 프레임이 정상상태에 도달할 때까지 약 4시간 동 안의 온도이력을 수집하여 Fig. 25에 제시하였다.

수집된 결과를 바탕으로, 격자강화 프레임의 열전도계수를 계산하여 Table 6에 나타내었다.

계산된 결과에 의하면, 피치계열 CFRP로 제작된 격자강화 복합재료 프레임의 전체(overall) 열전 달계수는 약 90~95W/m K의 값을 보인다.

측정된 격자강화 복합재 프레임의 전체 열전 도계수는 알루미늄의 73~77% 수준으로서, Table 1에 제시된 열전도 요구조건(125W/m K)을 만족 하지는 못함을 알 수 있다. 제조사의 사양에 의 하면, YS95A/RS36의 탄소섬유방향 열전도계수는 약 600W/m K에 해당하지만, 섬유에 수직한 방 향으로는 상대적으로 열전도계수가 낮은 에폭시 층의 존재로 인해 열전달이 방해를 받는 것으로 판단된다. 만일 필라멘트 직경이 더 크고, 섬유방 향 열전도계수가 1000W/m K에 달하는 K1100과 같은 피치계열 탄소섬유를 적용한다면 열전달 특 성을 좀 더 향상시킬 수도 있다고 판단된다. 그 럼에도 불구하고 본 연구에서 측정한 열전도계수 는 일반적인 팬계열 복합재료 열전도계수(20~25 W/m K)보다 여전히 4~5배 가량 높은 값이며, 본 연구에서 제작된 피치계열 격자강화 복합재 프레임은 일반 복합재료 구조에 비해 상대적으로 우수한 열전달 특성을 보임을 알 수 있다.

4.3 전자파 차폐 및 접지특성 평가

복합재료 하우징의 전자파 차폐 특성을 평가

Fig. 26. Shielding effectiveness test specimen

Upper

Lower

Transmitting antenna

Receiving antenna

Specimen Shield chamber

Fig. 27. Shielding effectiveness test setup 하기 위하여, ASTM D4935[12]에 정의된 규격에 따라, 전자파 차폐시험 시편을 제작하였다. 하우 징에 적용된 소재 및 적층구성과 동일하며, 제작 된 시편의 형상을 Fig. 26에 제시하였다. 전자파 차폐율(SE, shielding effectiveness)은 다음과 같 은 식에 의해 계산되며, 공인인증기관인 한국산 업기술시험원에 의뢰하여 측정하였다. 측정장치 와 및 시험구성도를 Fig. 27에 나타내었다.

SE = ^{ log}__ (dB) (4) P1: received power with the material present P2: received power without the material present Figure 28에 제시한 측정결과에 의하면, 30MHz ~1.5GHz 주파수 대역에서 Table 1에 제 시된 요구조건을 상회하는 약 80~100dB의 전자 파 감쇠 특성을 나타내며, 이는 측정장비의 측정 한계에 근접하는 값으로 전자파 차폐능이 매우

Fig. 28. Shielding effectiveness measurement

우수함을 알 수 있다. 80~100dB 감쇠의 의미는, 입력 파워 대비 출력 파워의 비가 10^-8 ~ 10^-10 수 준으로 측정됨을 의미한다.

또한, 복합재료 하우징을 제작할 때, PCB 가이 드 레일로부터 러그에 이르는 경로에 도선 직접 연결에 의한 샤시 접지를 완성함으로써, 하우징 의 샤시 접지를 위한 요구조건이 충족되었다.

4.4 방사차폐 성능 분석

Figure 7에 제시한 결과와 같이, 20MeV의 양 성자 빔을 차폐하기 위해서는 약 2.7mm 두께의 CFRP 소재가 요구된다. 위성체 외부 닫힘패널의 면재가, 총 두께 1mm의 CFRP와 등가한 수준의 두께를 갖는다고 가정하였다. 통상 닫힘 패널의 면재는 0.5~1.0mm의 알루미늄 면재 2장을 갖기 때문에 이와 같은 가정은 수용 가능하다고 판단 된다. 20MeV의 양성자를 차폐하기 위해서는 복 합재료 하우징의 두께로는 최소 약 1.7mm가 요 구되나, 본 연구에서 제작한 복합재료 하우징의 프레임은 YS95A/RS36 CFRP로 구성되며 공칭 두께는 2mm로서, 이미 요구조건을 충분히 만족 하며, 방사환경 안전여유는 약 11%에 해당한다.

4.5 질량절감 효과 분석

본 연구에서 제작된 복합재료 전자장비 하우 징의 전체 질량은 2018.5g으로 측정되었으며, 단 품별 질량 상세를 Table 7에 제시하였다. 복합재 료 하우징의 질량절감 효과를 산출하기 위해서, 동일한 형상의 알루미늄 하우징에 대한 설계를 수행하였다. 내부 PCB 가이드 레일까지 일체형 으로 기계 가공하는 것은 불가능하므로, Fig. 29 에 나타낸 것과 같이, 실제 가공성을 고려하여 6 개의 단품으로 하우징을 설계한 후 이를 조립하 도록 설계하였다. 설계된 AL7075 소재 하우징에 대한 질량 분석결과를 Table 8에 제시하였다. 소 요질량은 총 2885.4g으로 추산되었다.

결과적으로 동일한 형상의 알루미늄 소재로 제작된 하우징 대비 복합재료로 설계된 CFRP 하 우징은 약 30%의 질량절감이 가능함을 알 수 있 다. 이는 알루미늄 비중이 2.7인데 비해 CFRP의

Fig. 29. Electronics housing made of AL7075

Table 7. Mass budget of Composite housing

Items Mass(g)

Grid-stiffened frame 1199.6 Lug assembly 65.7 PCB guide Rails 452.9 Housing Front cover 106.2 Housing Rear cover 128.4 Bolts (for cover fastening) 18.9

Adhesive 46.8

Mass Sum 2018.5

Table 8. Mass budget of AL7075 housing

Items Mass(g)

Top plate 765.9

Bottom plate 808.6 Left plate 392.6 Right plate 392.6 Front cover 215.6 Rear cover 250.6 Bolts (for box assembly) 40.7 Bolts (for cover fastening) 18.9

Mass Sum 2885.4

비중이 1.7로서 CFRP 하우징이 경량화에 크게 기여함을 입증한 것이다.

4.6 고찰

복합재료 하우징에 대한 성능검증을 통하여, 내구성, 강성, EMI 감쇠, 전기접지, 방사차폐 설 계 요구조건을 모두 만족시킴을 확인하였다. 본 연구에서 제안한 경량 복합재료 하우징은, 기존 알루미늄 하우징 대비 약 30%의 경량화를 나타 내며, 위성 전자장비 경량화에 기여가 가능할 것 으로 판단된다. 또한 하우징의 격자강화 복합재 프레임은 진공백 성형 공정에 의한 단일 경화로 완성되며, 기계적 가공을 수반하는 후처리를 최 소화한 것이 큰 특징이다. 본 연구를 통해 제작 된 복합재 하우징 프레임의 전체 열전도계수는 AL7075에 비해 낮지만, 구조용으로 널리 사용되 는 팬계열 복합재료에 비하여 매우 큰 값임을 지 적하며, 복합재료로서는 우수한 열전달 특성을 나타낸다는 것을 강조한다. 끝으로, 실제 전자회 로를 채용한 하우징의 서비스 온도 범위를 고려 하여, 추후 열진공시험을 수행하고 우주환경에 대한 내구성 및 건전성을 검증하는 과정이 추가 적으로 요구됨을 밝힌다.

Ⅴ. 결 론

기존 위성에 널리 사용되는 금속소재 전자장

비 하우징에 대한 경량화를 실현하기 위해, 경량 복합재료로 구성된 전자장비 하우징을 설계, 제 작하고, 제작품에 대한 성능 검증을 수행하였다.

제안된 복합재료 하우징은, 복수 개 전자회로보 드의 수용성과 전기 및 기계적 접속 수월성을 갖 추었다. 복합재료에 대한 후처리 기계가공을 최 소화하기 위하여, 동시경화 방법에 의한 복합재 료 하우징 제작공정을 설계하고, 단일 경화공정 을 통하여, 격자-강화된 복합재료 프레임을 제작 할 수 있음을 제시하였다. 아울러 제작된 복합재 료 하우징에 대한 성능평가를 통하여, 내구성, 강 성, EMI 차폐, 전기접지, 방사차폐 요구사항을 모두 만족함을 입증하였으며, 일반 팬계열 복합 재료에 비하여 우수한 열전도 특성을 가진다는 사실을 보여주었다. 본 연구에서 제안한 경량 복 합재료 하우징은, 동일형상의 알루미늄 하우징 대비 30%의 질량절감이 예상되며, 위성 전자장 비 경량화에 큰 기여가 가능할 것으로 판단된다.

본 연구의 경량 복합재료 하우징 제작개념은 열 전전도, 방사차폐 및 EMI보호 특성과 더불어 강 성이 우수한 위성 전자장비의 제작 및 전자장비 경량화를 위한 효과적인 대안이 될 수 있다.

후 기

본 연구는 한국항공우주연구원 주요사업의 지 원으로 수행되었으며, 이에 대하여 감사드립니다.

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