한국과학기술원 인공위성연구센터는 우리별 1, 2, 3호의 성공적인 개발 및 발사에 이어 2003년 발사예정으로 과학위성 1호를 개발하고 있다. 과학위성 1호는 주탑재체로 원자외선분광기와 우주플라즈마 관측시스템을 탑재하고 있으며, 우리별 1, 2, 3호의 기술적 유산인 박스형태의 적층식 기계수조로 설계되어 있다. 현재 과학위성 1호는 인증모델의 설계 및 제작과 인증수준의 열진공시험 및 발사환경시험을 성공적으로 마친 상태이다. 본 논문에서는 과학위성 1호 인증모델을 기계구조시스템을 중심으로 소개하고, 발사환경시험 결과를 보고한다.
한국과학기술원 인공위성연구센터는 우리별 1, 2, 3호의 성공적인 개발 및 발사에 이어 2003년 발사예정으로 과학위성 1호를 개발하고 있다. 과학위성 1호는 주탑재체로 원자외선분광기와 우주플라즈마 관측시스템을 탑재하고 있으며, 우리별 1, 2, 3호의 기술적 유산인 박스형태의 적층식 기계수조로 설계되어 있다. 현재 과학위성 1호는 인증모델의 설계 및 제작과 인증수준의 열진공시험 및 발사환경시험을 성공적으로 마친 상태이다. 본 논문에서는 과학위성 1호 인증모델을 기계구조시스템을 중심으로 소개하고, 발사환경시험 결과를 보고한다.
KAISTAT-4 is the fourth experimental microsatellite of KITSAT series which has been developed by Satellite Technology Research Center of KAIST for the last two years. The launch of KAISTSAT-4 is scheduled in 2003. The primary experimental payloads consist of Far-ultraviolet Imaging Spectrograph and ...
KAISTAT-4 is the fourth experimental microsatellite of KITSAT series which has been developed by Satellite Technology Research Center of KAIST for the last two years. The launch of KAISTSAT-4 is scheduled in 2003. The primary experimental payloads consist of Far-ultraviolet Imaging Spectrograph and Space Physis Package. In a similar way to KITSAT series, the interior of KAISTSAT-4 comprises mainly a set of stacked aluminium-alloy module boxes, each being capable of acting as the primary load path in the mechanical structure. The KAISTSAT-4 qualification model is now designed, fabricated, integrated, and tested to verify if the electrical and mechanical components work and can withstand the launch environments. All the required structural tests have been performed to a sufficient degree to satisfy the intent of the test requirements. This paper presents the structural system and launch environmental test results of KAISTSAT-4 qualification model.
KAISTAT-4 is the fourth experimental microsatellite of KITSAT series which has been developed by Satellite Technology Research Center of KAIST for the last two years. The launch of KAISTSAT-4 is scheduled in 2003. The primary experimental payloads consist of Far-ultraviolet Imaging Spectrograph and Space Physis Package. In a similar way to KITSAT series, the interior of KAISTSAT-4 comprises mainly a set of stacked aluminium-alloy module boxes, each being capable of acting as the primary load path in the mechanical structure. The KAISTSAT-4 qualification model is now designed, fabricated, integrated, and tested to verify if the electrical and mechanical components work and can withstand the launch environments. All the required structural tests have been performed to a sufficient degree to satisfy the intent of the test requirements. This paper presents the structural system and launch environmental test results of KAISTSAT-4 qualification model.
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문제 정의
일반적으로 발사 후에 발생하는 위성의 기능장애는 진동환경에 의한 경우보다 충격환경에 의해 발생하는 경우가 10배 이상 많은 것으로 알려져 있다[4]. 따라서 과학위성 1호 인증모델의 기계 시스템과 전자부품들의 충격하중에 대한 안전성을 검증하기 위하여 충격시험을 수행하였다.
태양전지판의 전개는 위성체에 부착된 전개 장치들에 의해서 이루어지며, 이때 위성체는 전개장치의 동작에 의해 충격을 받게 된다. 따라서 본 시험에서는 전개장치의 정상동작 여부를 확인하고 전개장치의 동작에 의한 충격이 위성체에 미치는 영향을 실험적으로 분석하였다.
본 논문에서는 과학위성 1호 인증모델을 기계구조 시스템을 중심으로 소개하고 항공우주연구원 우주시험동에서 실시한 발사환경시험 결과를 토대로 위성발사시 실제로 겪게 될 발사환경에 대한 과학위성 1호 기계구조 시스템의 안전성을 검증하였다.
본 논문에서는 진동시험을 통하여 과학위성 1 호 고유진동수가 발사체 고유진동수 제한조건을 만족하는지 검증하고, 충격시험을 통하여 발사체와 위성이 분리될 때 발생하는 충격환경에 대한 구조시스템의 안전성을 검증하였다. 또한 발사체와 위성의 분리성능 및 자세제어에 영향을 주는 위성의 질량특성들을 측정하였다.
위성체의 질량특성 측정은 위성과 발사체와의 접합 및 분리 성능과 궤도상에서 자세제어에 영향을 주는 위성의 무게 및 무게중심점, 관성모멘트, 관성곱을 측정하기 위하여 실시되었다.
가설 설정
인증모델 기계구조 시스템의 고유진동수는 발사체 제한조건을 만족한다.
모든 태양전지판 전개장치들은 정상적으로 동작하였다.
제안 방법
본 논문에서는.과학위성 1호 인증모델을 기계구조 시스템을 중심으로 소개하였으며, 개발과정 중에 수행한 발사환경 시험결과를 제시하였다. 한국과학기술원 인공위성연구센터는 본 논문에서 수행한 발사환경 시험결과를 바탕으로 2002년도 하반기까지 과학위성 1호의 비행모델 제작을 완료할 예정 이 다.
안전성을 검증하였다. 또한 발사체와 위성의 분리성능 및 자세제어에 영향을 주는 위성의 질량특성들을 측정하였다. 과학위성 1호 인증모델에 대한 발사환경시험은 Fig.
본 시험에서는 파이로의 폭발에 의한 태양전지판의 정상동작여부를 두 번의 시험을 통하여 검증하였다.
측정기준점은 위성체 최하단에 있는 전력부의 외부 바닥면 중앙이다. 본시험에서는 위성 전체의 무게와 Fig. 10에서 정의된 위성체의 3축에 대한 무게중심점(CGx, CGy, CGz), 관성 모멘트(Ixx, Iyy, Izz), 관성곱(Ixy, lyz, Ixz) 을 측정하여 발사체 제한조건과 비교하였다.
6. 태양전지판 전개장치
전개시험을 위하여 태양전지판을 접고 위성체를 적당한 높이로 들어올린 후 위성체에 부착된 파이로를 폭발시켰다
. Fig.
외부에 부착되었다. 진동시험 후에는 발사체 제한조건과 시험결과를 비교하여 인중 모델 기계 시스템의 발사적 합성을 검증하였다.
파이로 폭발에 의한 충격응답을 측정하기 위하여 위성체 외부에 부착된 가속도계로부터 얻어진 충격응답을 충격응답 스팩트럼 (SRS)으로 변환하였다. 충격응답 측정결과, 파이로가 장착되는 부근과 태양전지가 부착되는 부분에서는 3000g 이상의 높은 충격응답이 측정되었으며, 과학위성 1호의 주탑재체인 원자외선 분광기에서는 비교적 낮은 1000 g이내의 충격응답이 측정되었다.
3과 같은 순서로 진행되었으며, 진동시험과정에서 실제 발사환경을 모사하는 주시험 전 . 후에 매우 낮은 수준의 랜덤파 진동시험을 수행하여 부과된 발사환경에 의한 위성체의 기계적 특성 변화여부를 확인하였다.
대상 데이터
본 시험에서 측정된 최대 충격응답의 크기는 주파수 8000 Hz 근방에서 3500 g이며, 위성체를 발사체에 고정하고 분리시킬 때 사용되는 위성 분리 시스템에서 측정되었다.
Table 1은 진동시험의 기준이 되는 인증시험 수준의 시험규격을 나타낸다[1]. 진동시험기는 항공우주연구원 우주시험동에 있는 전동식 가진기 (Electro-magnetic shaker)가 사용되었으며, 기계 시스템의 고유진동수와 위성 주요부에서의 진동 응답 수준을 확인하기 위하여 총 40개의 가속도계 가 위성체 내 . 외부에 부착되었다.
이론/모형
또한 발사체와 위성의 분리성능 및 자세제어에 영향을 주는 위성의 질량특성들을 측정하였다. 과학위성 1호 인증모델에 대한 발사환경시험은 Fig. 2와 같은 시험 항목에 대하여 시험조건이 가장 가혹한 ARIANE-5 발사체의 소형위성급에 적용되는 시험규격에 준하여 수행되었다[1].
성능/효과
② 진동 및 충격환경에 의한 기계구조시스템과 전자 부품들의 기능장애 현상은 발생하지 않았다.
발생하지 않았다. 따라서 향후 과학위성 1호 비행모델에 사용될 파이로와 고정막대의 성능과 안전성에는 문제가 없는 것으로 나타났다.
5는 위성체의 전력부에서 측정된 충격 응답을 충격응답 스팩트럼으로 나타낸 것이다. 본 시험에서는 전력부가 포함되는 버스시스템을 제외한 모든 시스템이 주어진 충격환경에 대해 안전한 것으로 나타났다.
충격시험 후 기계구조시스템에 대한 육안검사와 전자부품에 대한 기능시험을 수행한 결과, 충격시험으로 인한 기계구조 시스템의 결함이나 전자 부품들의 기능장애 현상은 발생하지 않았으며, 대부분의 시스템은 주파수 범위 6000 Hz 이내에서 2000 g이내의 충격응답을 나타내었다. 일반적으로, 이러한 응답수준은 위성의 구조시스템의 결함이나 전자부품들의 기능장애를 유발하지 않는 것으로 알려져 있다[4].
충격응답 측정결과, 파이로가 장착되는 부근과 태양전지가 부착되는 부분에서는 3000g 이상의 높은 충격응답이 측정되었으며, 과학위성 1호의 주탑재체인 원자외선 분광기에서는 비교적 낮은 1000 g이내의 충격응답이 측정되었다. 따라서 원자외선 분광기는 파이로 폭발에 의한 충격환경에서 기능장애를 일으키지 않을 것으로 예상된다.
정현파와 랜덤파 진동시험 전.후에 저수준 랜덤파 진동시험을 통해서 얻어진 주파수 응답함수(Frequency response function)를 비교해 본 결과 모든 진동시험 후에 구조적인 결함은 나타나지 않았으며, 전자부품들의 기능장애 현상도 일어나지 않았다. Table 2는 진동시험을 통하여 측정된 과학위 성 1호의 고유진동수를 발사체 제한 조건과 비교한 결과이다.
후속연구
일반적으로, 이러한 응답수준은 위성의 구조시스템의 결함이나 전자부품들의 기능장애를 유발하지 않는 것으로 알려져 있다[4]. 그러나 위성체의 밑부분에 있는 전력부에서 2700 g이상의 충격 응답이 측정되어 이러한 충격환경에 견딜 수 있는 전자 부품들을 사용할 예정이다.
9에서 측정된 충격응답은 대략 5000 Hz 주파수 범위에서 6000 g이상이다. 따라서 향후 비행모델 개발과정에서 탑재될 태양전지는 이러한 충격환경에서 정상적으로 동작할 수 있도록 제작될 예정이다.
75 mm 벗어난다. 따라서 향후 비행모델 제작과정에서 위성체의 부품의 위치를 변경하거나 무게중심 보정용 질량체를 위성체에 부착하는 방법으로 Z축의 무게중심점을 조정할 예정이다. 위성체의 모든 관성모멘트값은 발사체 제한조건을 만족한다.
참고문헌 (7)
Daniel MUGNIER, 2000, "ASAP 5 Users manual", ARIANESPACE.
Edward Kirchman, 1987, "Spacecraft Mechanical Testing", Proceedings of Institute of Environmental Science, pp.44-60.
Tom Irvine, 1998, "Shock Response Spectrum Testing for Commercial Product", Vibrationdata publication.
C. J. Moening, March 1984, "Pyrotechnic Shock Flight Failures", Proceedings of Institute of Environmental Science, pp.95-103
P.R.K.Chetty, 1991, "Satellite Technology and Its Applications", TAB Professional and Reference Books.
Thomas P. Sarafin, 1995, "Spcecraft Structures and Mechanisms", Microcosm,Inc.
Cyril M. Harris, "Shock and Vibration Handbook - 4th edition", McGRAW-HILL.
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