Trends of the vibration isolation system for spacecrafts

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(1)항공우주산업기술동향 8권2호 (2010) pp. 54~64 산업동향(기술동향). http://library.kari.re.kr 에서 보실 수 있습니다.. 진동절연 시스템의 위성체 적용 동향 박종석*, 양군호**1). Trends of the vibration isolation system for spacecrafts Jong Seok PARK*, Koon-Ho YANG**. ABSTRACT A spacecraft contends with various vibration from the launch to the onorbit operation, which is one of the major considerations in spacecraft design. The weight reduction has been indispensable to decrease the launch cost, however it produces worse disturbances for the spacecraft equipments. Besides, the load requirements at observation payload interfaces have became severe to secure their pointing stability as their images are required with high resolution. As a possible solution, a vibration isolation system is introduced and it reduces the vibration from the launch vehicle or isolates the spacecraft equipments from their generating/transmitted vibration. In this paper, it is examined the design consideration needed for the accommodation of the vibration isolation systems through the survey of recent applications of vibration mitigation technologies to spacecrafts.. 초 록 위성은 지상에서의 발사부터 우주에서의 운용까지 다양한 진동환경에 놓인다. 따라서 위성 설계시, 진동은 중요한 고려 대상중 하나이다. 경제적인 발사 비용을 위해 구조체 경량화는 필수적이며, 이는 진동측면에서 위성체내의 장비들에는 불리한 여건이 되고 있다. 또한 영상에 대한 해상도가 높아짐에 따라 탑재체의 지향 안정성의 보장을 위해 탑재체로 전달되는 하중에 대한 요구조건도 엄격해지고 있다. 이러한 상황을 해결하 고자 진동절연 시스템이 도입되었으며, 발사체로 부터 전달되는 진동을 감소시키거나, 궤도상 운용중 위성내 장비들이 발생시키거나 이들로 전달되는 진동을 차단하는 방법이 적용된다. 본 논문에서는 진동저감과 관련된 최근의 위성체/발사체 적용 사례들을 살펴보고, 이를 통해 향후 진동절 연 시스템 적용에 필요한 고려 사항들을 확인하고자 한다. Key Words : Vibration Isolation(진동절연), Disturbance(외란), Spacecraft(위성체), Payload(탑재체), Damping(댐핑), VEM(점탄성물질), Elastomer(탄성중합체) * 박종석, 한국항공우주연구원 위성연구본부 통신해양기상위성사업단 통해기체계팀 [email protected] ** 양군호, 한국항공우주연구원 위성연구본부 통신해양기상위성사업단 통해기체계팀 [email protected].

(2) 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 1. 서론. 55. 서는 미세진동 영향에 대한 분석이 필수적이며, 각 종 진동원의 특성 확인시험과 상세모델링이 요구되. 위성은 제작단계부터 우주공간에서 임무를 수행 할 때까지 다양한 하중조건에 노출된다. 이중 발사 단계에서의 동적 거동은 위성체에 극심한 하중을 유발시킨다. 발사체 엔진의 추력변화와 이륙중 발 생하는 공력 그리고 엔진 점화나 단분리 등으로 인 해 발생하는 음향이나 충격하중 등은 위성체를 포 함하는 발사체 시스템의 동적 특정과 밀접하게 연 관되어 진동의 형태로 위성체 접속부로 유입된다. 이렇게 유입되는 진동은 위성 구조체 설계에 적용 되는 주요 인자가 된다. 실제로 이러한 발사환경의 진동은 발사체 매뉴얼 상에 정현파 진동이나 랜덤 진동의 형태로 규정되어 위성 구조체 설계가 만족 시켜야할 중요한 요구조건이 된다[1]. 우주공간에서도 위성은 탑재체 성능이나 위성의 자세제어에 영향을 줄 수 있는 여러 가지 하중을 직 면하게 된다. 이런 하중은 위성체를 기준으로 외부 우주공간에서의 힘에 의한 외란과 위성체 내부 장. 어 구조체 설계/해석의 복잡도를 높이는 요인이 된 다. 따라서 좀 더 효과적인 진동 저감 기법에 대한 필요성이 제기되는 상황이다. 발사시나 궤도상에서 발생하는 진동을 감소시키 기 위해 구조 설계/해석 과정에 가해지는 부담을 줄이면서 진동 저감 성능을 높이는 방안으로 다양 한 진동절연 시스템이 제안되었으며 현재까지 여러 위성이나 발사체에 이 시스템이 적용되고 있다. 향 후 재료의 발달과 혁신적인 제어기법의 출현으로 인해 진동절연 시스템의 도입을 더욱 가속될 것으 로 보인다. 본 논문에서는 이와 관련해서 최근의 여 러 위성이나 발사체 등에 적용된 다양한 사례들의 도입 배경과 특성 등을 살펴보고 이를 통해 향후 진 동절연 시스템 적용에 필요한 고려 사항들을 확인 하고자 한다.. 2. 본론. 비들이 발생시키는 내란으로 나눠볼 수 있다. 일반 적으로 외란은 우주환경 변화에 기인한 것으로 중. 진동절연 시스템은 그 성능을 어떤 조건하에서. 력 구배 토크, 태양풍 압력변화, 자기토크 등을 들. 구현하고자 하는지에 따라 발사환경과 궤도환경. 수 있고, 내란은 모멘텀휠, 추력기, 자이로스코프. 시스템으로 구분할 수 있다[3].. 등 자세제어용 작동기나 센서의 구동으로 인한 미 세진동을 들 수 있다[2].. 발사환경의 진동저감을 위해 적용되는 시스템 은 다시 위성체 전체에 진동 절연을 구현하는 거. 일반적으로 발사체의 동적거동은 위성 구조체. 시적인 방법과 위성체 내부 특정 장비에서 구현. 설계에 큰 영향을 미치는 요소로, 많은 경우에서 발. 하는 지협적인 방법으로 구분된다. 전자의 경우에. 사환경을 극복하는 것이 궤도에서의 운영 성능을. 해당하는 전위성체 진동절연 시스템은 일종의 구. 보장하도록 하는 것보다 어려운 문제가 된다. 따라. 조적 필터로서 위성체에 악영향을 미치는 발사하. 서 위성의 구조설계는 이러한 발사시의 다양한 진. 중을 분리시키게 된다. 따라서 발사환경의 모든. 동하중을 고려해서 진행된다. 그러나 발사시의 높. 조건을 고려하는 경우보다는 경량화된 설계가 가. 은 동적하중을 견딜 수 있을 만큼 견고하도록 위성. 능하고, 또 진동에 취약한 장비들의 탑재 가능성. 체의 전반적인 구조물을 설계하는 것은 비용, 개발. 을 높여주는 장점도 가지지만 도입을 위해서는. 일정, 질량 등의 여러 측면에서 볼 때 비경제적일. 위성과 발사체 전체의 접근을 필요로 한다.. 수도 있다.. 후자의 경우는 위성체 내에서 진동을 유발하거. 우주환경에서 발생하는 내외란의 영향은 위성체. 나 진동에 민감하게 영향을 받는 특정 대상에 도. 내의 미세 진동으로 나타난다. 관측용 탑재체의 요. 입되어 효과적인 차단을 가능하게 한다. 위성체. 구 해상도가 점점 높아지는 상황에서 미세진동은. 설계중 문제 발생에 대해 신속히 대처할 수 있는. 영상 품질에 심각한 영향을 미칠 수 있는 요인이 되. 장점도 있지만 경우에 따라 적용 방법이 달라지. 고, 이는 구조체의 진동저감 설계 필요성으로 이어. 는 특성으로 개발에 따른 시간이나 비용 부담이. 진다. 그러나 이러한 진동저감 설계의 반영을 위해. 필수적이다..

(3) 56. 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 2.1 발사환경 진동절연. 쇠부를 구속하는 티타늄 재질의 플렉셔(Flexure) 로 이뤄진다. UniFlex 절연기의 금속부는 위성과. 2.1.1 SoftRide 진동절연 시스템. 발사체 사이에서 견고한 하중경로를 제공하고,. 발사체는 발사과정 중에 지속적으로 위성에 위. 내부의 감쇠부는 공진으로 인한 하중의 증폭에. 험한 탑재환경을 조성한다. 특히 고체연료 추진. 대해 충분한 댐핑력을 보장한다. 이 시스템의 적. 발사체의 경우 더 심각해서 고체 부스터 모터. 용을 위해 그림 1에서와 같이 위성의 발사체상. (Solid Booster Motor)의 공명연소(고주파 연소. 장착을 위해 사용되는 볼트들이 UniFlex 절연기. 불안정)는 45~60 Hz 대역에서 대규모 정현파. 로 교체되며 절연 시스템은 일반적으로 위성체. 진동을 발생시킨다. 또한 여러 개의 로켓이 묶여. 분리 시스템의 바로 위쪽에 위치하게 된다.. 진 경우 커다란 횡방향 하중이 발생할 수 도 있다. CSA Engineering사의 SoftRide 시스템은 이 러한 문제에 대처하고자 개발되었다. 발사체와 탑재위성 사이에 삽입되어 발사체로 부터 위성으 로 전달되는 구조적 하중을 감소시키는 역할을 하며, 시스템의 신뢰성을 높이기 위해 큰 부하가 작용하더라도 일정 수준의 성능이 보장되는 고장 시 안전기능(FailSafe) 개념이 적용된다[4].. 그림 2. SoftRide MultiFlex 시스템 (Minotaur/JawSat). MultiFlex를 이용한 전위성체 진동 절연 시스 템은 종방향과 횡방향 모두에서 가해지는 발사 과정의 동하중을 완화하려는 목적을 가지고 있 그림 1. SoftRide UniFlex 시스템 (Taurus/GFO). 다. 효과적인 동적 하중 감쇠를 위해 절연기의 강성과 댐핑은 임무에 따른 요구조건에 부합하도 록 조정된다. UniFlex 시스템과 유사하게 이 시. UniFlex를 이용한 전위성체 진동절연 시스템. 스템 또한 위성체와 발사체를 연결하는 여러 개. 은 종방향(추력방향) 성분이 대부분인 발사체로. 의 플렉셔 요소들로 구성된다. 그림 2와 같이. 부터의 동적하중을 감소시키기 위한 것으로 임무. MultiFlex 절연기는 중심부 기둥을 매개로 분리. 에 따라 동적하중의 저감에 대한 요구조건이 정. 되어 있는 한 쌍의 UniFlex 절연기로 구성된다.. 해지면 절연기의 강성과 댐핑을 조정하게 된다.. 종방향. 이 시스템은 발사체와 위성을 연결하면서 댐핑력. UniFlex 절연기에 의해 구현되고, 횡방향 절연. 을 발생시키는 여러 개의 유연 요소들로 구성된다.. 성능은 각 플렉셔에서 발생하는 굽힘으로 조합되. 그림 1은 UniFlex 구성품을 나타낸 것으로 감. 절연성능은. 위아래로. 연결된. 는 어셈블리의 전단으로 구현된다.. 두개의.

(4) 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 2.1.2 MYRIADE의 반작용휠 진동절연 시스템 MYRIADE는 소형 탑재체의 우주 인증을 위한. 57. 있는 내부 프레임으로 인해 탄성중합체에 하중이 전달되고 이때 댐핑력을 이용해 감쇠시키는 개념이다.. 을 기술시험 위성 플랫폼으로 단기간의 개발 일 정과 저예산의 요구조건에 부합하기 위해 상용. 2.1.3 스페이스셔틀의 탑재체 진동절연 시스템. 부품을 사용한 박스 형상의 단순한 구조를 가지. NearInfrared Camera/MultiObject Spectro. 고 있다. 따라서 위성내 일부 부품이 발사환경에. meter(NICMOS)라 불리는 탑재체가 허블 우주망. 민감한 경우에 효과적으로 대응하기 위해 위성. 원경의 두번째 임무 수행을 위해 스페이스 셔틀. 구조체 설계 변경대신 지엽적인 진동절연 시스템. 에 실려 운송되었다. 이 탑재체는 스페이스 셔틀. 이 도입되었다[5].. 내의 SAC(Second Axial Carrier) 라는 운반설 비를 매개로 고정되는데 이 운반설비에는 차량의 충격흡수장치와 유사한 수동 진동절연 시스템이 적용되어 탑재체가 스페이스 셔틀에 실려 발사되 는 동안 탑재체로 전달되는 진동을 차단시키는 역할을 하게 된다[6].. 그림 3. 반작용휠 진동절연 시스템(MYRIADE ). 반작용휠의 접속부에서 발사과정중 충격이나. 그림 4. 탑재체 자성 제진 시스템 (스페이스 셔틀). 랜덤진동이 과도해 지는 것을 방지하기 위해 진 동절연 시스템이 사용되었다. 위성체와 반작용휠. 그림 4와 같이 탑재체는 운반설비로 부터 4곳. 사이에 탄성중합체(Elastomer)가 적용된 지지 구. 에서 2개씩, 총 8개의 스트럿(Strut)에 의해 지지 된. 조물이 삽입된다. 그림 3과 같이 이 지지 구조물. 다. 각 스트럿은 스프링과 와전류 (Eddy Current). 은 알루미늄 재질의 외부와 내부 프레임으로 나. 를 이용하는 자기장 댐퍼로 구성되는데, 이 댐퍼. 뉘고 그 사이를 45° 간격으로 4곳에서 탄성중합. 가 발사과정에서 유입되는 진동에너지를 열에너. 체 블록이 연결한다. 반작용휠은 내부 프레임 상. 지로 변환시켜 하중을 감소시키는 역할을 한다.. 에 장착되고, 외부 프레임은 위성체 구조물상에. 자기장 댐퍼는 전도체가 자기장속에서 운동할 때. 장착된다. 발사과정중 진동이 외부 프레임에 전. 전자기 유도 효과에 의해 전도체에 전류가 유도. 달되어 움직임이 발생하면, 상대적으로 정지해. 되는 현상을 이용한 것으로, 이후 전류는 소산되.

(5) 58. 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 고 자석과 전도체 사이에 감쇠력이 발생된다. 이 댐퍼는 단순한 구조로 제작이 용이하고, 큰 댐핑 력을 일정하게 유지하며, 댐핑이 온도변화와 무 관하게 일정한 장점을 보인다. 2.1.4 천리안위성의 기상탑재체 진동절연 시스템 GOES나 MTSAT 등 현재 운용중인 기상위성 에 탑재되었던 ITT사의 기상센서를 천리안 위성 에 장착하기 위해 독립적인 접속구조물이 도입되 었다. 이는 접속부에서의 기하학적 안성성이나 동적 하중환경에 대한 기상센서의 까다로운 요구 조건을 본체 구조물과는 독립적으로 설계에 반영 하기 위한 것이다. 기상센서의 공진 주파수에 근접한 주파수 대역 에서 진동 수준을 낮추기 위해 주파수 분리는 필 수적이며, 부가적으로 위성체 구조물 접속부에서. 그림 5. 기상탑재체 진동절연 시스템 (천리안위성). 의 온도차이로 인한 열탄성 하중이 변형을 유발 하지 않도록 초정적(HyperStatic) 지지개념이 적용된 복합재 접속구조물이 제안되었다[7]. 이 접속구조물은 기상센서와 위성체 사이에 삽 입되며, 탄소 복합재 스킨과 알루미늄 허니콤 재 질의 샌드위치 패널과 상하부에서 각각 기상센서 와 위성체 구조물과 접속하는 각 6개의 티타늄 재질의 블레이드(Blade)와 바이포드(Bipod)로 구 성된다. 블레이드와 바이포드는 각각 횡방향과 종방향으로 유연성을 갖도록 설계되어 위성체로 부터 각 방향으로 유입되는 하중을 제어하는 필 터 역할을 한다. 접속구조물 시험에서 종방향 모드에 대한 전달 함수가 예측보다 높은 것으로 분석되어 댐핑 보 강이 필요하게 되었고, 이를 위해 일종의 점탄성 물질(VEM; Viscoelastic Material)을 사용한 진 동절연 시스템이 도입되었다. 기존 접속구조물 전체의 강성과 기하학적 변화를 최소화 하면서 진동 절연시스템을 구현하기 위해 그림 5와 같이 위성체와 접속하는 바이포드 상단 유연부에 3개 의 블레이드와 2개의 탄성중합체(Elastomer) 블 록으로 구성된 댐퍼가 삽입되었다. 2개의 상단부 블레이드와 하단부 블레이드 양끝단을 탄성중합 체 블록이 연결하며, 바이포드를 통해 종방향 하 중이 전달될 때 감쇠력을 작용시키게 된다.. 2.2 궤도환경 진동절연 2.2.1 HST의 진동절연 시스템 HST(Hubble Space Telescope)는 0.01 arc sec의. 정밀한. 지향. 정확도를. 필요로. 하는데. HST의 자세제어시스템에 사용된 반작용휠은 전 자기부/구동 전장부 결함, 로터 불균형 그리고 스 핀 베어링 불완전 등의 문제로 미세한 고주파 진 동을 발생시킨다. 따라서 이 고주파 진동을 차단 할 목적으로 Honeywell사가 개발한 진동절연 시 스템이 적용되었다[8]. 점성유체를 사용하는 댐퍼와 금속 스프링이 적 용된 이 수동형 진동절연 시스템은 강성과 감쇠 특성을 제어한다. 그림 6과 같이 댐퍼내 작동유 는 댐퍼 중심부를 지지하는 두개의 금속제 벨로 우즈(Bellows)에 의해 수용된다. 중심부가 수직 방향으로 움직이면 작동유는 한쪽 벨로우즈 챔버 로 부터 다른 쪽 챔버로 이동하는데, 이 유동이 점성 손실을 발생시킨다. 댐핑 값은 작동유의 점 성과 챔버 사이 환상유로의 사이즈에 의해 결정 되고, 강성값은 벨로우즈의 설계에 의해 결정된 다. 코일 스프링은 나란히 배치되며 초기하중이 부가된 벨로우즈 챔버가 바깥쪽에 추가되어 열제 어용 유체의 팽창을 가능하게 한다. 기계식 정비.

(6) 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 59. 부가 최대 변위를 제한하고 기밀장치용 실(Seal). 이 포스트의 굽힘이 점탄성 물질의 전단변형을. 이 누유 가능성을 차단한다. 유발하여 댐핑을 발생시키는 역할을 한다.. .. 그림 7. 태양전지판 진동절연 시스템 (HST). 2.2.2 Chandra 반작용휠 진동절연 시스템 Chandra X선 우주망원경은 초신성 잔해, 펄 서(Pulsar)와 활동성 은하핵과 같은 고에너지 천 그림 6. 반작용휠 진동절연 시스템 (HST). 체를 연구할 목적으로 설계되었다. 우주망원경의 지향방향에 대한 해석 결과, 반작용휠로부터 발. HST는 두개의 유연한 태양전지판을 장착한다.. 생된 내란이 반사경 지지 구조물 모드를 가진하. 이 태양전지판(SA3)의 기본 굽힘모드의 모달특. 는데 이를 차단하기 위해 6개의 반작용휠 각각에. 성으로 인해 지향제어 시스템의 안정성 마진이. 수동형 진동절연기가 적용되었다[10].. 요구조건을 만족시키지 못하는 것으로 분석되었. 휠과 본체 구조물 사이에 장착되는 이 진동절. 다. 태양전지판 기본 굽모드에 대해 시스템 레벨. 연기는 그림 8과 같이 헥사포드(Hexapod) 형상. 에서 1.5%의 임계감쇠가 필요한 것으로 해석되. 으로 배치된 6개의 댐퍼로 구성된다. 댐퍼는 티. 어 이산 댐핑 기구를 적용하여 모든 운용조건하. 타늄 스프링과 점탄성 재질의 부재가 나란히 연. 에서 태양전지판 기본 굽힘모드에 대해 적절한. 결된 형태로, 점탄성 부재내의 두 평판 사이에서. 댐핑을 부가할 수 있도록 하였다[9].. 전단 변형되는 점탄성 재질 웨이퍼(Wafer)가 댐. 그림 7과 같이 댐퍼는 플랜지 외경이 10.9인. 핑력을 발생시킨다. 이 점탄성 물질은 허블 우주. 치인 티타늄 재질 스풀(Spool)과 2.5인치 외경의. 망원경에서 적용된 유체 타입에 비해 누유 방지. 내부 포스트(Post)로 구성되며 4개의 1/4 실린더. 를 위한 벨로우즈 같은 복잡한 구조물이 필요하. 형상의 전단 접합부(Shear Lap)가 스풀 플랜지. 지 않은 장점을 가진다. 부재 자체의 유연성 때. 내부 주변으로 배치된다. 이 전단 접합부는 티타. 문에 발사과정의 진동으로 인한 과도한 변위를. 늄과 점탄성 물질이 적층된 재질로 이뤄진다. 스. 제한할 필요가 있어서 우레탄(Urethane) 범퍼가. 풀 내부의 포스트가 태양전지판을 지지하는 주요. 사용되었으며, 이로 인해 발사과정 중 효과적인. 하중전달경로가 되고, 태양전지판 굽힘모드에서. 40Hz 대역의 절연이 가능해져서 반작용휠에 완.

(7) 60. 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 화된 진동환경을 보장할 수 있게 된다.. 해 우주망원경으로 전파되는 것을 추가로 차단하. 이 진동절연 시스템은 강건하고 신뢰성이 높으. 게 된다. 이 시스템은 점탄성 댐핑층이 내재된 4. 며 성능도 탁월해서 JWST (James Webb Space. 개의 튜브형 탄소/에폭시(Gr/Ep) 복합재 스트럿. Telescope)나. Interferometry. 으로 구성된다. 스트럿은 한쪽 끝단은 타워의 기. Mission)과 같이 엄격한 성능이 요구되는 대형. SIM. (Space. 저부에, 다른 쪽 끝단은 V형 유연부를 통해 본체. 우주망원경 프로그램에도 적용되고 있다.. 상부 4곳의 모서리에 고정된다. 이 유연부는 축 방향과 굽힘방향 하중은 완화하는 반면, 횡방향 하중은 빔을 통해 전달하는 역할을 함으로써 타 워에 대해 유연한 준동적(NearKinematic) 지지 부를 구현하게 된다.. 그림 8. 반작용휠 진동절연 시스템 (Chandra Observatory). 2.2.3 JWST 본체 진동절연 시스템 JWST (James Webb Space Telescope)에는 우주망원경 본체 내부의 장비들에 의해 발생되는 진동을 절연시킬 목적으로 이중 수동형 진동절연 시스템이 사용된다[11].. 그림 9. 본체 진동절연 시스템 (JWST). 첫번째는 진동 발생의 근원부에 위치한다. 모 든 반작용휠에 Chandra X선 우주망원경에 사용. 스트럿은 그림 9에 도식적으로 나타낸 것처럼 적. 된 진동절연기가 적용되었고, 극저온 냉각용 압. 층형 튜브 구조로, 내부 튜브가 정적하중을 담당한. 축기에도 유사한 진동절연기가 적용되었다.. 다. ScotchDamp로 이뤄진 점탄성 댐핑층이 내부. 두번째는 그림 9에 보이는 것처럼, 본체의 상. 튜브 바깥쪽에 위치하며, 이 위에 탄소복합재 구속. 부와 열 차단용 타워사이에 진동절연 시스템이. 층(Constrained Layer)이 존재한다. 댐핑 향상을. 위치한다. 이 타워로 연결되는 주 반사경이 우주. 위해 구속층은 불연속적인 분절의 형태로 구성된다.. 망원경의 지향을 담당하기 때문에 진동에 매우. 2.2.4 천리안위성의 모멘텀휠 진동절연 시스템. 민감해서, 진동절연 시스템이 반작용휠과 극저온 냉각기로 부터 발생된 진동이 본체 구조물을 통. 모멘텀휠은 위성의 정밀 자세제어를 가능케 하.

(8) 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 61. 는 작동기이다. 특히 천리안위성의 경우 태양전. 면)에 접착된 탄성중합체 정지단(EndStop) 그리. 지판이 위성의 한쪽에만 장착된 비대칭 형상으로. 고 이 고정단과 내부 인서트를 상하로 연결하는. 외란으로 인한 토크 발생이 커서 이를 제어하기. 2개의 탄성중합체 블록으로 구성된다.. 위해 대용량의 모멘텀휠이 적용되었다. 따라서. 탄성중합체 블록은 각 휠이 발생시키는 진동. 휠의 미세진동 영향이 설계단계에서부터 고려되. 전달을 저하시키는 역할을 한다. 블록의 압축인. 어 왔다. 이 미세진동을 최소화할 목적으로 5개. 장 혹은 전단방향 변형은, 내부 인서트가 그 변. 로 이뤄진 휠 배치 형상이 결정되었다. 그러나. 형으로 접촉하게 되는 정지단에 의해 제한된다.. 구조물의 댐핑이 부족해 휠의 미세진동이 광학탑. 이 정지단 또한 탄성중합체로 일정 하중 이하에. 재체 성능에 영향을 미칠 수 있다는 가능성이 제. 서는 내부 인서트와 접촉하지 않아 블록의 강성. 기되었고, 이러한 댐핑을 보상하고자 진동원이. 으로 인한 탄성 변형만을 허용하다가 변형이 일. 되는 모멘텀휠의 하단에 진동절연 시스템이 도입. 정 한도 이상 되는 경우, 내부 인서트의 움직임. 되었다[12].. 에 추가적인 강성을 가하는 역할을 한다. 2.2.5 PicoSAT 탑재체 진동절연 시스템 PicoSAT은 상용 기성품을 이용하는 소형위성 으로, 이미 개발 인증된 저가의 소형 위성 본체 를 기반으로 한다. 상대적으로 진동에 취약한 상용 탑재체를 위해 SUITE (Satellite Ultraquiet Isolation Technology Experiment)가 도입되었다. 이것은 일종의 수동/능동 혼합형 진동절연 시스 템으로, 저 진폭의 진동이나 지터(Jitter)가 발생 되는 환경에서 위성에 탑재되는 장비들의 궤도상. Vibration Source. 안정화를 목적으로 한다[13].. Isolator Assembly. SUITE는 발사환경에서도 작동 가능한 마운트 (Mount)와 압전 작동기로 구성되는 수동/능동 작 동 개념이 연계된 스트럿을 사용한다. 능동부에 파워가 공급되지 않은 경우 혹은 제어 이득 값이 0 인 경우, 스트럿의 중심부는 기저판과 함께 움 Elastomer Block Int. Insert (Mobile Part). Ext. Insert (Fixed Part) Elastomer End-Stops. 직이지만 수동부는 계속해서 탑재체의 진동 절연 을 위한 기능을 수행한다. 그림 11은 이 시스템 을 구성하는 헥사포드 형상의 배치를 보여주는 것으로 여섯 개의 스트럿은 하단의 고정부를 통. Elastomer Block. 해 위성체상에 장착된다. 상부 끝단에서는 스트 럿의 수동 절연부가 원형의 고정부를 통해 탑재. 그림 10. 모멘텀휠 진동절연 시스템 (천리안위성). 이 진동절연 시스템은 그림 10과 같이 휠이 장착되는 알루미늄 재질의 내부 인서트(Insert) 와, 내부 인서트 주변에 90° 간격으로 배치된 4 개의 모듈로 구성된다. 각 모듈은 휠 지지구조물 과 접속하는 알루미늄 재질의 ㄷ자형 외부 인서 트와 외부 인서트 내부면(횡방향 1면, 종방향 2. 체와 연결된다. 헥사포드 어셈블리(Assembly)를 구성하는 여섯 개의 수동/능동 혼합형 스트럿은 탑재체의 주요 하중전달 경로 역할을 한다. 각 스트럿이 단일축 부재로 설계되어 하중은 오직 스트럿의 축방향을 따라서만 전달되며, 모든 자 유도에서 상부에 연결된 탑재체의 진동절연과 제 어를 가능하게 한다. 각 스트럿은 댐핑을 갖는.

(9) 62. 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 구조적 유연부를 포함하는데 이것이 약 28Hz 이 상의 주파수 대역에서 수동 절연을 구현하게 된 다. 이 유연부와 직결된 적층형 압전 세라믹 작 동기는 스트럿의 축방향 능동 제어를 담당하는 데, 각각의 스트럿에 내재된 일체형 전자기 속도 센서가 진동을 감지하는 역할을 한다.. 그림 12.탑재체 진동절연 시스템 (STRV2). 그림 11. 탑재체 진동절연 시스템 (PicoSAT). 보이스코일 작동기는 선형 제어 특성을 가지면 서 빠른 응답특성, 제작의 용이성 등의 장점을 가지고 있어 여러 분야에서 다양하게 응용되고. 2.2.6 STRV2 탑재 카메라 진동절연 시스템. 있다. 기본적으로 영구자석의 자계 주변에 코일. STRV2 (Space Test Research Vehicle2)에. 을 배치한 것으로, 코일에 전류를 가할 때 발생. 장착되는 적외 영상기 (MWIR ; Medium Wave. 하는 전기장과 영구자석 주변에 생성된 자기장. Infrared Imager)에는 검출기 냉각을 위해 초저. 사이의. 상호작용으로 입력 전류에 비례하는 힘. 온 냉각기(Cryocooler)가 인접해서 장착된다. 궤. 이 발생되는 개념을 이용한다. 전류공급을 위해. 도상에서 위성의 운용 시, 초저온 냉각기가 발생. 코일의 양 끝단에 가해지는 전압의 극성에 따라. 시키는 진동이 영상기의 성능에 영향을 미칠 수. 코일에 가해지는 힘의 방향이 달라지고 이것이. 있기 때문에 이 진동을 효과적으로 상쇄시킬 목. 전체 작동기의 변위 방향을 결정한다.. 적으로 Honeywell사가 개발한 VISS (Vibration. 그림 12와 같이 VISS는 헥사포드 형상으로 배. Isolation, Suppression & Steering System) 라는. 치된 6개의 하이브리드 스트럿(Hybrid Strut)을. 진동절연 시스템이 도입되었다. 이것은 저주파. 사용하는데, 점성유체를 이용하는 댐퍼타입의 수. 대역에서. 기구인. 동형 절연부인 DStrut과 보이스코일을 기반으로. 능동. 하는 능동형 시스템이 결합되어 광범위한 주파수. DStrut에. 효과적인. 수동형. 진동절연. 보이스코일(VoiceCoil)기반의. 진동절연 시스템을 보강하여 시스템 성능향상을 꾀한 것이다[14].. 영역에서 진동절연을 구현한다..

(10) 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 3. 결론. 63. 4. Conor D. Johnson, Paul S. Wilke and Scott C. Pendleton, “SoftRide Vibration and Shock Isolation Systems that Protect Spacecraft from Launch. 진동에 민감한 장비나 탑재체에 적절한 하중환. Dynamic Environments”, Proceedings of the 38th. 경을 조성하기 위해 진동절연 시스템이 도입되었. Aerospace. 다. 이 시스템은 위성체에 가해지는 다양한 하중환. Research Center, May 2006. Mechanisms. Symposium,. Langley. 경에 대응하기 위해 다양한 방식을 채용하고 있다. 본 논문에서 살펴본 진동절연 시스템 사례들은 발사체나 위성체 내부로 부터 발생하는 진동이 탑 재체나 위성 내부의 장비 성능에 미치는 영향을 줄 이기 위해 안정된 환경을 제공한다. 이들 시스템은 적용되는 환경에 따라 발사환경과 궤도환경의 진동. 5. T. Demerville, P. Guay, “Equipment Damper Original Design and Qualification Results”, Proceedings of the 10th European Space Mechanisms and Tribology Symposium, San Sebastian, Spain, September 2003, ESA SP524, Noordwijk, Netherlands: ESA Publications Division, p. 423~430. 절연 시스템으로 구분된다. 신뢰성이나 안정성 측 면에서의 장점으로 수동형 시스템이 많이 사용되고. 6. NASA, "Hubble Space Telescope Servicing Mission. 있으나 특정 주파수에서의 성능 한계 등과 같이 수. 2 Media Reference Guide", http://hubble.nasa.gov/. 동형이 가지는 단점과 정밀 탑재체가 요구하는 고. a_pdf/news/SM2-MediaGuide.pdf. 성능의 진동제어 필요성 등으로 최근 능동형 시스 템이나, 수동형과 능동형을 조합한 하이브리드 시 스템의 도입이 늘어나고 있다.. 7. J. S. PARK, C. H. KIM, S. H. KIM, “Interface Structure Design for Accommodating the Meteo Imager in the COMS”, Bulletin of the Korean Space Science Society,. 최근 성공적인 발사를 통해 운용중인 천리안위. Vol.17, No.2, Oct. 2008. 성의 경우도 발사환경이나 궤도환경에서 발생하는 진동이 탑재체에 미치는 영향을 차단할 목적으로. 8. L. Porter Davis, “Very High Damping Can Reduce. 진동절연시스템이 적용되어 있으며, 고해상도 위성. Launch Loads and Operational Jitter”, Proceedings of. 의 필요성이 증대되고 있는 상황에서 향후 위성 개. Spacecraft and Launch Vehicle Dynamic Environments. 발에 있어서 이러한 적용 사례들은 귀중한 참고자 료가 될 것이다.. Workshop, the Aerospace Corporation, El Segundo, CA, June 2007 9. J. R. Maly, S. Pendleton, J. Salmanoff, G. J. Blount, K. Mathews, “Hubble Space Telescope Solar Array. 참고문헌. Damper”, Proceedings of Smart Structures and Materials 1999 : Passive Damping and Isolation, Newport Beach, CA, March 1999. 1. 황도순, “인공위성 구조체 설계 및 해석”, 한국항공 우주학회지 제27권 22호, 1999년 4월. 10. Allen J. Bronowicki, “Forensic Investigation of Reaction Wheel Nutation on Isolator”, Proceedings of the 49th. 2. Bely, P.Y. (ed.), “The Design of Large Optical Telescopes”, SpringerVerlag, New York, 2002. AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC. Structures,. Structural. Dynamics, and Materials Conference, April 2008, Schaumburg, IL. 3. Keith K. Denoyer, Conor Johnson, “Recent Achievements in Vibration Isolation Systems for Space. Launch. and. OnOrbit. Applications”,. Proceedings of 52nd International Astronautical Congress, Toulouse, France, October 2001. 11. Allen J. Bronowicki, “Vibration Isolator for Large Space Telescopes”, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 43, No. 1, Jan.Feb. 2006.

(11) 64. 박종석 외 / 항공우주산업기술동향 8/2 (2010) pp. 54~64. 12. 박종석, 김대관, 양군호, “정지궤도 복합위성의 미세진동 감쇄용 진동절연기 적용”, 한국우주과학회보 Vol.19, No.1, 2010년 4월 13. E. H. Anderson, J. P. Fumo, R. S. Erwin, “Satellite Ultraquiet Isolation Technology Experiment (SUITE)” Proceedings of IEEE Aerospace Conference, Big Sky, Montana, March, 2000 14. Jeanne Sullivan, Zahidul Rahman, Richard Cobb, John Spanos, “ClosedLoop Performance of a Vibration Isolation and Suppression System”, Proceedings of the American Control Conference, Vol. 6, Albuquerque, NM, 1997, pp. 3974~3978..

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