Analysis and Experiment on Dynamic Characteristics for Deployable Composite Reflector Antenna

Journal of Aerospace System Engineering

Vol.13, No.5, pp.94-101 (2019)

전개형 복합재료 반사판 안테나의 동특성 분석 및 시험

채승호

·노진호

·이수용

·정화영

·이재은

·박성우

1

한국항공대학교 항공우주 및 기계공학과

2

LIG Nex1

Analysis and Experiment on Dynamic Characteristics for Deployable Composite Reflector Antenna

Seungho Chae

, Jin-Ho Roh

, Soo-Yong Lee

, Hwa-Young Jung

, Jae-Eun Lee

and Sung-Woo Park

1

School of Aerospace and Mechanical Engineering, Korea Aerospace University

2

LIG Nex1 Abstract

The dynamic characteristics of the composite reflector panels are numerically and experimentally investigated. A dynamics model of the panel is analytically developed based on a deployment mechanism of the antenna. The deployment is passively activated using elastic energy of a spring with two rotational degrees of freedom. Using the flexible multi-body dynamic analysis ADAMS, dynamic behavior of the panels such as velocities, deformations, as well as reaction forces during the deployment, are investigated in the gravity and zero-gravity cases. The reflector panel is manufactured using carbon fiber reinforced plastics (CFRPs) and its deployment characteristics are experimentally observed using a zero-gravity deployment test.

The impact response and vibration problems that occur during deployment of the antenna panel have been identified and reliably deployed using dampers.

초 록

복합재료 반사판 안테나의 전개 특성을 해석 모델을 통하여 살펴보고 실험을 통하여 검증하고자 한 다. 두 개의 회전 자유도를 가지며 스프링의 탄성 에너지에 의해 작동되는, 전개 메커니즘을 기반으로 반사판 안테나의 동역학적 해석 모델을 수립하였다. 유연 다물체 동역학 해석 프로그램인 ADAMS를 이 용하여 패널의 전개 속도, 구조 변형 그리고 충격력을 분석하였다. 중력보상 장치를 이용하여 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP)으로 제작된 안테나 패널의 전개거동 특성을 실험적으로 검증/분석하였다. 안테나 패널이 전개되는 동안 발생하는 충격 응답 및 진동 문제를 확인하고, 댐퍼를 이용하여 안정적으로 전개 가 됨을 확인하였다.

Key Words : Deployable Antenna(전개형 안테나), CFRP(탄소섬유강화 플라스틱), Multi-body Dynamics(다 물체 동역학 )

Received: Jul. 23, 2019 Revised: Oct. 15, 2019 Accepted: Oct. 19, 2019

† Corresponding Author

Tel: +82-2-300-0289, E-mail: [email protected]

Ⓒ The Society for Aerospace System Engineering

1. 서 론

[9포인트 여백]

합성 개구 레이더(SAR; synthetic aperture RADAR)

를 탑재한 위성들의 임무 수행을 통하여 획득한 데이 터들은 관측 및 군사적 정보 획득에 많은 역할을 하고 있다 [1]. 최근 정확한 해상도를 얻기 위해 대형 안테 나와, 위성체의 무게와 부피를 줄일 수 있는 전개형 경량화 안테나 개발 연구가 활발히 진행되었다 [2].

대표적인 전개형 안테나에는 솔리드(solid), 메쉬 (mesh), 그리고 인플레터블(inflatable) 안테나가 있다.

높은 표면정확도와 전개신뢰도를 가지며 40 GHz 이상 의 고주파수 대역을 사용하는 솔리드 안테나는 다른 안 테나에 비해 간단한 전개 장치를 이용하여 반사판 패널 의 전개가 가능하다.

우주에서는 수리가 어렵고, 제대로 작동 되지 않을 시 비용적으로 큰 손해를 보기 때문에, 발사 전 충분한 전개 신뢰성을 확보하여야 한다. 전개 구조물의 경우 전개 시 작용하는 충격이나 진동으로 위성의 자세 불안 정을 유발할 수 있기 때문에 전개 시간에 따른 전개 충 격을 분석하고, 해석 결과를 통한 검증이 필요하다 [3, 4]. Kan [5]은 구조물의 모드 해석 및 전개 속도에 대 한 변형 해석을 통하여, 전개 속도가 느릴수록 구조가 안정적으로 전개된다는 것을 확인하였다. Choi [6]는 전개 메커니즘 중 전개 힌지 구조물의 동적 거동 해석 을 통해, 위성체 자세 유지에 동시 전개가 개별 전개 방식보다 유리함을 보였다. Guoa [7] 그리고 Zhu [8]

는 해석적 방법으로 회전을 하는 구조물의 전개 동적응 답 특성을 살펴보았다. Manfred [9]는 Fig. 1과 같은 CFRP를 이용하여 전개형 안테나 반사판을 제작하고 반사판 전개 시의 최대 직경에서 최적의 수납공간을 확 인하였다. Footdale[10]는 Fig. 2와 같이 4 m 직경의 전개 안테나를 제작하였으며, 전개 시험을 통해 수납/

전개가 안정적으로 진행됨을 확인하였다.

Fig. 1 CFRP Deployable Antenna

Fig. 2 Deployment Mechanism of MARCO

전개형 안테나는 우주에서 임무수행이 이루어지기 때 문에 지상에서 전개 시험을 수행할 시, 무중력 환경을 모사하여야 한다. 무중력환경 모사 방법에는 헬륨 풍선 그리고 도르래와 와이어 등을 이용하는 방법이 있다.

Figure 3은 무게 조절장치와 헬륨 풍선을 이용하여 하 중 보상을 통해 전개형 안테나의 무중력 환경을 모사하 였으며, Fig. 4는 반사판 패널에 와이어를 연결하여 장 력을 이용한 하중 보상 방법으로 무중력 환경 전개 시 험을 보여주고 있다.

Fig. 3 Zero-Gravity Test Using Ballon

Fig. 4 Zero-Gravity Test Using

Tensioned Wires

본 연구에서는 유연 다물체 동역학 프로그램을 이용하 여, 제작한 메커니즘의 전개 동특성을 분석하였다. 전 개 시 발생하는 진동 및 전개 충격을 최소화하기 위해 마찰 댐퍼를 적용하였다. 하중보상장치를 이용한 무중 력 시험을 통해, 해석과 실험 결과를 검증 그리고 전개 특성을 관찰하고자 한다.

2. 전개형 안테나 설계 및 동특성 분석

2.1 전개형 안테나 설계 및 제작

포물면 형상의 솔리드 안테나 반사판의 표면을 여러 조각으로 분할 후, 각각의 패널들을 접은 상태로 수납 후 전개가 되도록 설계하였다. 반사판 중앙의 허브 디 스크를 설치하고, 중앙 허브디스크에서 각각의 패널마 다 전개 메커니즘 장치가 연결된다. 수납 시 패널 간의 간섭을 피하기 위하여 패널들은 비틀림(twisting) 그리 고 폴딩(folding) 2개의 회전 자유도를 부여하였다 [13]. Figure 5와 같이 Euler 변환을 적용하여 패널의 비틀림 그리고 폴딩각에 따라, 안테나 패널이 전개/수 납됨을 확인하고, Fig. 6과 같이 CATIA를 통해 전개 시의 패널간의 간섭이 없음을 검증하였다.

Fig. 5 Deployment Model of the Panel

Fig. 6 Folding/Unfolding Configurations

구조물이 우주진공 환경에 노출되면 진공상태에서 재 료로부터 기체를 방출하는 탈기체(out-gassing) 현상으 로 인해 강성/강도 특성이 저하된다. 따라서, 전개형 안 테나를 제작하기 위해 탈기체 특성이 우수한 시아테이 트 에스테르(cyanate ester) 레진을 함유한 M55J/RS3 프리프레그(prepreg)를 오토클레이브(autoclave) 공정 을 통해 패널을 제작하였다 [14]. 알루미늄으로 제작 된, 전개 메커니즘 부품과 복합재료 패널 간의 접합은 Fig. 7과 같이 판재의 열 변형이 거의 없고 이종 재료 접합에 많이 이용되는 (SPR)self-piercing riveting 공 법을 사용하였다.

Fig. 7 Composite Panel with SPR Method

Fig. 8 Deployable Composite Reflector

Antenna

Figure 8은 패널 간의 간섭 없이 전개/수납 될 수 있도록 CATIA(V5R20) 설계 기반으로, M55J/RS3 복 합재료로 제작된 전개형 복합재료 안테나의 수납/전개 형상을 보여주고 있다.

2.2 전개형 안테나의 전개 동특성 분석

전개형 안테나의 패널은 폴딩 그리고 트위스트 회전 자유도가 동시에 전개되는 메커니즘이 적용된다. 전개 시 스프링 상수, 댐핑 계수 그리고 중력효과를 살펴보 기 위하여 Fig. 9와 같이 안테나 패널을 간단한 역진자 모델로 제시하였다. Lagrangian 방정식을 이용하면, Eq. 1과 같이 폴딩() 그리고 트위스팅() 자유도에 대 한 운동방정식을 얻을 수 있다.

 ^__    sin (1 a)

 ^ __   (1 b)

여기서, _, _, _, _는 각각 폴딩 그리고 트위스 팅 비틀림 댐핑 계수 및 스프링의 강도를 나타낸다.  는 중력가속도를 나타낸다.

Fig. 9 Inverted Pendulum Model

Figure 10은 무중력 환경에서, 스프링 상수에 따른 패널의 전개 시간을 보여주고 있다. 스프링 상수가 작 아질수록 전개 시간이 길어진다. 우주환경에서의 충격

은 위성 자세에 많은 영향을 주며 전개 구조물 설계의 핵심 요소 중 하나이다 [15]. Figure 11과 같이 댐핑 계수에 따라 전개 시간이 변화하기 때문에, 무중력 상 황에서 적용된 스프링 상수가 일정할 때 댐핑 계수 값 의 변화에 따라 전개 시간을 확인하였다. 이를 바탕으 로, 시중에서 구할 수 있으며 본 연구의 안테나 메커니 즘에도 적용 가능한 스프링 및 마찰 댐퍼를 선정하였 고, 사용된 변수는 Table 1에 정리되어 있다.

Fig. 10 Deployment Duration with respect to Spring Stiffness

Fig. 11 Deployment Duration with respect to

Damping Constants

Length (r) 15 mm Folding angle 135°

Spring constant 0.28 ∙deg Damping coefficient 3.6 ∙∙secdeg

Table 1 Design Variables of Deployment Antenna

설계와 제작에 사용한 메커니즘과 주요 동력 상수가 선정되었으며, 이를 가지고 다물체 동역학 시뮬레이션 프로그램인 ADAMS(2017.2)를 이용하여 패널의 전개 거동을 분석한다. Figure 12와 같이 패널은 유연체로 모델링을 하고, 그에 연결되는 파트 및 중앙 허브디스 크를 강체로 설정한다. 동역학 시뮬레이션을 중력 그리 고 무중력 환경에 따라 전개 해석을 진행하였다. 중력 및 무중력 상태에서의 전개 시뮬레이션 결과, 전개 시 간에 따른 패널 끝단의 변위의 변화는 Fig. 13과 같고, 속도 변화는 Fig. 14와 같다. 또한, 중앙허브디스크와 패널 사이에 작용된 메커니즘에 의하여 패널 전개가 완 료된 순간에 패널과 메커니즘 체결부에 충격이 발생한 다. Figure. 15와 같이 중력 상태에서는 약 0.5 초 이 내, Fig. 16과 같이 무중력 상태일 경우는 약 1.8 초 이내에 전개가 된다. 전개 완료 후의 속도의 변화로 패 널이 진동함을 볼 수 있다. 또한, 패널-메커니즘 파트 에 작용하는 충격력은 중력 상태 약 4,090 N, 무중력 상태 약 154 N 정도임을 확인하였다.

Fig. 12 Panel Model with ADAMS

Fig. 13 Displacement of the Panel during Deployment

Fig. 14 Velocity of the Panel during Deployment

Fig. 15 Impact Load during Deployment with

Gravity Effect

Fig. 16 Impact Load during Deployment with Zero-Gravity Effect

구조물에 외부로부터 순간적인 충격을 받으면 물체는 초기에 요동이 심한 불안정한 응답을 나타낸다. 우주에 서의 이러한 응답은 안테나 신호에 교란을 줄 수 있으 므로 [16], Fig. 17과 같이 전개 시의 충격으로 생기는 패널의 거동을 과도 응답 해석을 통해 분석하였다. 무 중력 상황에서 구조물의 과도한 응답은 위성 임무에 영 향을 줄 수 있기 때문에, 댐퍼를 적용하여 패널에 작용 하는 충격력을 감소시켜야한다.

Fig. 17 Deformation of the Panel under Impact Load

3. 하중 보상장치를 이용한 전개 시험/해석 비교

댐퍼를 적용한 전개형 안테나의 동특성을 해석으로 분석하고, 제작된 전개형 안테나의 전개 특성을 실험적 으로 확인하였다. 무중력 환경을 모사하기 위해 패널의 무게만큼 하중을 보상하는 장치를 적용하였다. Figure.

18의 하중보상장치에는 패널마다 와이어를 연결하고, 와이어와 연결된 구조물을 도르래를 이용하여 패널의 무게만큼 잡아당긴다. 각각의 와이어는 패널의 무게와 같은 장력으로 잡아당기며, 전개하는 동안 도르래가 돌 아가면서 같은 장력을 유지한다. 이러한 방식을 통해 패널의 무게만큼 장력으로 하중을 보상하여 우주 환경 이라는 무중력상황을 모사할 수 있다.

Fig. 18 Gravity Compensation Device

ADAMS를 이용하여 얻은 시간에 따른 전개 시뮬레 이션 결과는 Fig. 19와 같다. 같은 조건에서의 실험 결 과는 Fig. 20과 같으며, 해석 결과와 실험 결과가 유사 함을 관찰할 수 있다. 무중력상황에서 댐퍼가 적용된 패널의 전개에 대한 변위의 변화는 Fig. 21, 속도의 변 화는 Fig 22, 그리고 충격력의 변화는 Fig. 23과 같다.

결과 그래프와 같이 전개시간이 늘어나면서 진동과 큰

충격력 없이 전개됨을 확인하였다. 해석적인 전개 시간 은 20초, 실험적으로는 약 18초 이내이다. 약간의 시간 차이는 무중력상황을 하중보상장치로 구현한 것으로 인 한 오차로 판단할 수 있다.

Fig. 19 Analytical Results of the Deployment

Fig. 20 Experimental Results of the Deployment

Fig. 21 Displacement of the Panel over Time

Fig. 22 Velocity of the Panel over Time

Fig. 23 Impact Forces Generated by the Deployment of the Antenna

4. 결 론

본 연구에서는 우주 임무에 적용 가능한 경량화 전개 형 안테나를 개발하기 위해, 복합재료를 이용한 전개형 안테나를 제작하였다. 해석 그리고 실험적 방법을 통 해, 전개 동특성을 분석하였다. 다물체 동역학 해석모 델을 통해 검증된 설계변수를 바탕으로, 무중력 모 사 전개시험 장치에 적용하였고, 전개시간 및 반사 판 안테나의 거동 특성을 검증 그리고 관찰하였다.

후 기

본 연구는 “위성용 경량화 SAR 안테나 기술 개발”

사업의 일환으로 방위사업청과 국방과학연구소의 지원 으로 수행되었습니다.

References

[1] James A. Dunne, “The SEASAT-a project: An overview,” OCEANS 76, pp. 13-15, 1976.

[2] Maheshwaraa, U., Bourell, D., and Conner Seepersad C, “Design and freeform fabrication of deployable structres with lattice skins,” Rapid Prototyping Journal, Vol. 13, No. 4, pp. 213-225, 2007.

[3] Seungho Chae, “Analysis and design of structural dynamic characteristics of deployed antenna,” Korea Aerospace University, 2019.

[4] Zhang yigun, Na Li, Guigeng yang, and Wenrui Ru,

“Dynamic analysis of the deployment for mesh reflector deployable antennas with the cable-net structure,” Acta Astronautica, 131, pp. 182-189, 2017 [5] Ziyun Kan, Haijun Peng, Biaoshong Chen, and

Wanxie Zhong, “Nonlinear dynamic and deployment analysis of clustered tensegrity structures using a positional formulation FEM,” Composite Structures, 187, pp. 247-258, 2018.

[6] Young-Jun Choi, Hyun-Ung Oh, Yong-Hoon Choi, and Kyung-Joo Lee, “Dynamic analysis of a deployable space structure using passive deployment mechanism,” Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology, Vol. 11, No.3, pp.

161-168, 2008.

[7] Guoa. H., Liu, R., Deng, Z., and Zhang J. “Dynamic characteristic analysis of large space deployable articulated mast,” Procedia Engineering, 16, pp.

736-722, 2011.

[8] Kefei Zhu, Jintai Chung, “Dynamic modeling and analysis of a spinning rayleigh beam under deployment,” International Journal of Mechanical Sciences, Vol. 115, pp. 392-405, 2016.

[9] Schimid, Manfred, and Reiner Barho, “Development summary and test results of a 3 meter unfurlable CFRP skin antenna reflector,” 10^th Eurpean Space Mechanisms and Tribology Symposium, Vol. 524, 2003.

[10]Footdale, Joseph N, and Jeremy Banik, “Design and deployment testing of the multi-arm radial composite(MARCO) reflector antenna,” 3^rd AIAA Spacecraft Structures Conference. 2016

[11] Jung-Su Choi, Sang-Mu Moon, Yong-Sik Yoon, Hyung-Wan Kim and Sung-Bong Choi, “Deployable communication antenna alignment for geostationary satellite,” Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol. 39, No. 3, pp.

279-288, 2011.

[12] Alberto M., L. Di Cicco, Riccardo R., and Davide S.,

“Large reflector technologies at TAS-1,” 3^rd International Conference Advanced Lightweight Structures and Reflector Antennas, 2018.

[13] Seungho Chae, Young-Eun Oh, Soo-Yong Lee and Jin-Ho Roh, “Design and test of a deployment mechanism for the composite reflector antenna,”

Journal of Aerospace System Engineering, Vol. 12, No. 6, pp. 58-65, 2018.

[14] Hyo Yeol Na, Byung Chul Yoon, Seung Hwan Kim, and Seong Jae Lee, “Chemorheological behavior of cyanate ester resin and properties of carbon fiber reinforced polymer composites,” Elastomer and Composite, Vol. 48, No. 2, pp. 133-140, 2013.

[15] Dong-Yeon Kim, Jae Hyuk Lim, Tae-Seong Jang, Won Ho Cha, So-Jeong Lee, Hyun-Ung Oh and Kyung-Won Kim, “Optimal design of stiffness of torsion spring hinge considering the deployment performance of large scale sar antenna,” Journal of Aerospace System Engineering, Vol. 13, No. 3, pp.

78-86, 2019

[16]Yongha Kim, Hiyeop Kim and Jungsun Park,

“Optimal design of a composite solar panel for vibration suppression,” Journal of Aerospace System Engineering, Vol. 12, No. 6, pp. 50-57, 2018