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문제 정의
- 본 논문에서는 개발중인 다목적 실용위성 모듈 중 하나인 추진시스템의 STM 설계/해석 및 제작에 대해 기술하였다.
- 이와 관련해 본 논문에서는 위성시스템에서 필요한 요구 조건과 이를 만족하는 추진시스템의 설계 및 해석 결과뿐만 아니라 STM 시험모델의 제작에 대해 상세히 기술하였다.
가설 설정
- 5. 필터/압력변환기 모듈, 래칭밸브 모듈 및 충전/배출 밸브 모듈, 이중추력기 모듈들을 배관과 용접한다.
- 하였다. 각 모듈들은 간단하게 집중 질량(Lump Mass) 으로 가정하였으며, 강성보 (Rigid Beam) 요소를 이용해 브리^켓과 집중 질량을 연결하였다.
- 크다. 따라서 Fig. 16과 같은 별도의 Fixture를 제작하여 추진시스템을 일정 높이에서고정함으로써 안정적인 작업공간을 확보했을 뿐만 아니라 수평축을 중심으로 회전이 가능하게함으로써 부품의 장착과 용접기의 접근이 원활하도록 하였다.
제안 방법
- 2. 분해된 플랫폼 위에 클램프 및 볼트 등을 이용해 탱크를 제외한 모듈과 배관 등을 가조립함으로써 연결 및 장착 위치가 일치하는지를 확인한다.
- 7. 조립된 배관과 모듈에 열제어 및 전기 부품을 장착한 후 이에 대한 전기적 기능 시험을 수행한다.
- 실제로 용접불량으로 인한 재작업까지 고려한다면 총 용접 횟수는 전체 추진시스템의 제작 일정에 큰 영향을 미칠 수 있다. STMe FM의 제작성을 검증하는 것이 목적이므로, STM 제작에서는 X-Ray 투과 검사를 생략함으로써 비용과시간을 단축했다.
- 0 grms으로, 충격은 최대 2750 g로 예측되었다. 따라서 최소한 이 조건들을 견디어낼 수 있는 구성품들을 선정하여 시스템을 설계하였으며, 이때 환경시험 요구 조건으로서 추진시스템에 적용되는 Acceptance Level의 진동, 충격 조건들은 Fig. 3 및 Fig. 4와 같다.
- 높였다. 또한 열진공 챔버내 우주환경 모사시험을 위해 추진제 탱크를 비롯한 각종 부품 및 배관에는 FM용과 기능이 유사한 열제어용 히터 및 서모스텟을 장착하였으며, 이때 각 히터장착 위치에는 히터의 작동상태를 모니터링하기 위해 열전대를 부착하였다. 히터회로 구성 후 각 회로의 기능이 설계사양에 부합되게 조립/작동되는지를 확인하기 위해 전기적 기능시험을 시행하였다.
- 충전/배출 밸브는 추진시스템의 지상시험이나 발사 준비시 추진제 및 가압제를 적재할 수 있도록 접속부 역할을 하며, 추진제 탱크의 추진제와 가압제 포트에 각각 하나씩 연결된다. 또한 추진시스템의 각 모듈과 배관에는 히터를 포함한 열제어 부품을 부착함으로써 우주공간 상에서 추진제가 동결되지 않도록하였다.
- 또한 추진제유동 및 열제어 효율을 고려하여 필터/압력변환기 모듈과 래칭밸브 모듈을 배치하였다.
- 전기적 기능시험이란 주요 부품에 설치된 히터가 원활하게 작동하는지를 사전 검증하는 시험으로서 이를 위해 각 회로의 절연저항 및 정격저항을 측정하였고, 시험절차서에 따라 써모스탯의 작동상태를 점검하였다. 또한 환경시험에서 열전대를 통해 히터에 의해 가열된 부품의 온도를 즉정하였다.
- 모든 가상질량은 각각의 형상과 크기, 접촉면적, 인터페이스 부분이 FM과 동일하도록 설계/ 제작되었다. Table 2에 각각의 FM 부품과 가상 질량의 질량 값이 제시되었는데 두 질량의 오차가 모두 10% 이하로 가상질량의 요구조건을 만족하는 것을 알 수 있다.
- 추진제 배관용 접시 용접헤드의 작업 공간 확보와 열적 차단을 위해 플랫폼과 배관 사이에 일정 간격을 유지시켰으며, 효과적인 구조적 지지를 위해 배관을 브라켓과 클램프를 이용하여 플랫폼에 고정하였다. 배관에 의한 추진제 압력강하 및 그로 인한 추력 기간의 추력과 응답속도 차이를 최소화하도록 유로형상을 설계하였으며, 조립/시험시의 작업공간 확보 등을 고려하였다. 완성된 유로 형상에 대해 추진제 유동해석을 수행한 결과 각 추력기 간의 응답시간은 약 1 msec 이하였으며, 추력 차이도 허용 가능한 수준으로 판단되었다.
- 우선 304L CRES 배관을 도면에 제시된 벤딩 데이터에 따라 벤딩한 후, 양 끝 단면을 용접이 원활하도록 다듬질 처리를 하였다. 벤딩이 끝난 배관들에 대해서는 벤딩 각도, 길이, 직각도 등의 치수검사를 수행함으로써 제작성을 확인했다. 치수검사를 마친 배관들은 passivation 공정에 의해 표면에 크롬막을 입힘으로써 추진제에 대한 부식성을 강화시켰고, 최종적으로 정밀세척 공정을통해 배관 표면에 존재하는 오염물질 등을 제거했다.
- 열해석 결과 중 대표적인 예로 Fig. 8(a)에 래칭밸브 모듈의 형상과 열해석에 관련된 노드들이 도시되어 있으며, 균일 최악저온조건에서 전압이 25V일 때 주 히터 회로가 작동된 경우 시간에 따른 각 노드의 온도변화를 제시하였다. 그림에서 보이듯이 써모스탯 작동에 의한 온도의 주기적 변화가 앞서 서술한 열설계 요구조건을 잘 충족시키고 있음을 알 수 있다[7].
- 우선 304L CRES 배관을 도면에 제시된 벤딩 데이터에 따라 벤딩한 후, 양 끝 단면을 용접이 원활하도록 다듬질 처리를 하였다. 벤딩이 끝난 배관들에 대해서는 벤딩 각도, 길이, 직각도 등의 치수검사를 수행함으로써 제작성을 확인했다.
- 우선 위성에 신규 적용되는 부품에 대해서는부품별 개발시험 (Development Test)을 수행하고, 전체 구조물의 초기 개발단계의 경우에는 구조물의 특성을 파악하기 위해 구조개발모델 (Structural Development Model; SDM) 또는 구조 및 열 개발모델 (Structure & Thermal Model; STM)을 제작/시험한다. 새로이 개발되는 인공위성에 대해서는 준비행모델(Protoflight Model; PFM)을 통해 Qualification 검증을 수행한 후, 최종 비행모델(Flight Model; FM) 등의 순서로 개발이 진행된다.
- 위성시스템의 요구조건에 따라 추력기를 배치하였고, 추진제 및 가압제의 주입과 배출이 용이하도록 플랫폼 가장자리에 중전/배줄 모듈을 장착하였다. 또한 추진제유동 및 열제어 효율을 고려하여 필터/압력변환기 모듈과 래칭밸브 모듈을 배치하였다.
- 14처럼아크 용접에 의해 차례로 연결함으로써 전체 배관 시스템을 완성하였다. 이때, 각 배관 단품들의 형상 및 개수는 배관의 최종 완성형상에서용접헤드의 접근성 및 작업성 등을 고려한 용접점에 의해 결정되며, 이를 근거로 각 단품들의벤딩 데이터를 계산하였다. 설계초기에는 총 17 개의 배관 단품을 고려하였으나, 벤딩 작업의 용이성을 고려해 일부 긴 배관들을 짧게 나눔으로써 최종 21개, 총 용접점은 45개로 최초설계보다증가하였다.
- 위해 304L CRES 관을 사용했다. 이때, 배관 벤딩 시 주름, 파열 등의 손상을 입지 않도록 벤딩 반경과 각도를 결정하였으며, 배관 회전에 따른 비틀림을 방지하기 위해 가급적 동일 평면에서 벤딩을 수행하도록 설계하였다. 추진제 배관용 접시 용접헤드의 작업 공간 확보와 열적 차단을 위해 플랫폼과 배관 사이에 일정 간격을 유지시켰으며, 효과적인 구조적 지지를 위해 배관을 브라켓과 클램프를 이용하여 플랫폼에 고정하였다.
- 이와 같은 열설계 요구조건을 만족하기 위한능동 열제어(Active Thermal Control) 방법으로각 부품에 적절한 용량의 히터와 써모스탯을 이용해 히터회로를 구성함으로써 온도를 제어하였다. 히터회로가 작동하지 않을 경우를 대비해 2개의 주와 잉여 히터를 병렬 연결함으로써 추진제의 동결 방지 및 관련 부품들의 작동에 차질이 없도록 설계를 수행하였다.
- 주요공정에 대해 FM과 비교했을 때, 구조물 제작 및 조립공정은 FM에 준하여 이루어졌으며, STM의 제작목적에 따라 주요부품들의 기능과 관련된 공정을 생략함으로써 제작 및 시험기간을 상당히 단축시키고도 성공적으로 STM용 추진시스템을 제작하였다. 이를 통해 FM의 설계 및 해석 결과의 타당성을 확인하였고 더불어 제작/조립공정에 대한 실연 및 검증을 수행할 수 있었다.
- 추진계 부품 주위의 열환경이 가장 최악의 저온상태 조건인 균일최악저온조건(Constant Worst Cold Case Condition)에서 각 부품의 히터회로가 열설계 요구조건을 만족하는지를 예측하기 위해 본 열해석을 수행하였으며, 최악 예상전압으로는 25V를 취했다. 해석 툴로는 위성 열해석 전문 툴인 TAS를 사용했으며, 각 모듈은 유한요소모델(Finite Element Model)에 의해 비직교 좌표계 상에서 다수의 노드로 구성된 3차원 형상으로모델링되었다.
- 이때, 배관 벤딩 시 주름, 파열 등의 손상을 입지 않도록 벤딩 반경과 각도를 결정하였으며, 배관 회전에 따른 비틀림을 방지하기 위해 가급적 동일 평면에서 벤딩을 수행하도록 설계하였다. 추진제 배관용 접시 용접헤드의 작업 공간 확보와 열적 차단을 위해 플랫폼과 배관 사이에 일정 간격을 유지시켰으며, 효과적인 구조적 지지를 위해 배관을 브라켓과 클램프를 이용하여 플랫폼에 고정하였다. 배관에 의한 추진제 압력강하 및 그로 인한 추력 기간의 추력과 응답속도 차이를 최소화하도록 유로형상을 설계하였으며, 조립/시험시의 작업공간 확보 등을 고려하였다.
- 25V를 취했다. 해석 툴로는 위성 열해석 전문 툴인 TAS를 사용했으며, 각 모듈은 유한요소모델(Finite Element Model)에 의해 비직교 좌표계 상에서 다수의 노드로 구성된 3차원 형상으로모델링되었다. 열해석 모델링시 전기적 저항과정전용량의 개념을 사용하는 전기망 근사법 (Electrical Network Analogy)에 근거한 임의의한 노드에서의 열평형식은 다음과 같이 표현될수 있다.
- 그림에서 보이듯이 써모스탯 작동에 의한 온도의 주기적 변화가 앞서 서술한 열설계 요구조건을 잘 충족시키고 있음을 알 수 있다[7]. 현재 이 해석 결과를 STM의 열진공 및 열평형시험 결과와 비교함으로써 열해석 모델을 수정하였고, 이에 대해 다시 해석을 수행함으로써 최종 FM의 열 설계를 보완하였다.
- 또한 열진공 챔버내 우주환경 모사시험을 위해 추진제 탱크를 비롯한 각종 부품 및 배관에는 FM용과 기능이 유사한 열제어용 히터 및 서모스텟을 장착하였으며, 이때 각 히터장착 위치에는 히터의 작동상태를 모니터링하기 위해 열전대를 부착하였다. 히터회로 구성 후 각 회로의 기능이 설계사양에 부합되게 조립/작동되는지를 확인하기 위해 전기적 기능시험을 시행하였다. 전기적 기능시험이란 주요 부품에 설치된 히터가 원활하게 작동하는지를 사전 검증하는 시험으로서 이를 위해 각 회로의 절연저항 및 정격저항을 측정하였고, 시험절차서에 따라 써모스탯의 작동상태를 점검하였다.
- 히터회로가 작동하지 않을 경우를 대비해 2개의 주와 잉여 히터를 병렬 연결함으로써 추진제의 동결 방지 및 관련 부품들의 작동에 차질이 없도록 설계를 수행하였다. 또한 압력변환기를 제외한 모든 부품들은 일종의 복사차폐막 (Radiation Shield) 역할을 수행하는 다층박막단열재 (Multi-Layer Insulation, MLI) 로 감싸 단열시켰다.
대상 데이터
- 부착함으로써 완료된다. 링, 스트러트, 플랫폼 및 레일로 구성된 추진계 구조물은 항우연 구조 계에서 설계 및 해석을, (주)대한항공에서 제작을 담당했으며, 다층박막단열재는 (주)두원에서 설치하였다. 최종 시스템 제작/제작은 (주)스페이스솔루션/(주)한화에 의해 다음의 순서로 수행되었다.
- 따라서 발사중의 극심한 하중환경 하에서 탱크의 하중이 위성 전체에 미치는 구조적 영향을 정확하게 예측하기 위해서는 가능한 실제로 사용될 탱크와 동일하게 제작되어야 한다. 이를 위해 최종 FM용 탱크와 동일한 재질인 티타늄을 이용했으며, Blow forming 공정으로 얇은 두께의 반구를 제작한 후, 용접으로 최종 조립하였다. 또한 추진제가 미치는 구조적 특성 및 영향을 고려하기 위해 STM 설계초기 단계에서는 추진제와 유사한 물성치를 갖는 물을 탱크와 배관에 채우려고 했으나, 제작일정 및 시험방법 등을 고려해 추진제의 질량을 모사한 가상질량을 Fig.
- 총 제작기간은 약 60일이 소요되었으며, (주)한화 대전공장에서 제작을 담당하였다. 완성된 STM용 추진시스템은 항우연에 납품된 후 전체위성시스템과의 조립을 거쳐 환경시험을 완수하였다.
- 추진제 배관은 추진제로 인한 부식을 방지하기 위해 304L CRES 관을 사용했다. 이때, 배관 벤딩 시 주름, 파열 등의 손상을 입지 않도록 벤딩 반경과 각도를 결정하였으며, 배관 회전에 따른 비틀림을 방지하기 위해 가급적 동일 평면에서 벤딩을 수행하도록 설계하였다.
이론/모형
- 의미한다. 실제 열해석은 열평형식 (1)을 유한차분법(Finite Difference Method)을사용하여 반복계 산을 수행 함으로써 온도응답을구했다.
- 해석 툴은 I-DEAS를 이용했으며 모든 모듈 브라켓은 선형의 얇은 쉘(Thin Shell)로 유한요소모델링을 하였다. 각 모듈들은 간단하게 집중 질량(Lump Mass) 으로 가정하였으며, 강성보 (Rigid Beam) 요소를 이용해 브리^켓과 집중 질량을 연결하였다.
성능/효과
- 3. 분해된 링과 스트러트 및 탱크를 조립한 후배 관과 탱크 사이의 연결 및 장착 위치에 문제가 없는 지를 확인한다.
- 등이 가능해진다. 또한 시험모델에 대해 FM 시스템 레벨의 환경시험을 수행함으로써 설계/해석의 타당성을 검증하고, 변경사항을 최종설계에 반영함으로써 FM의 신뢰도를 향상시킬수 있는 장점이 있다.
- 이때, 각 배관 단품들의 형상 및 개수는 배관의 최종 완성형상에서용접헤드의 접근성 및 작업성 등을 고려한 용접점에 의해 결정되며, 이를 근거로 각 단품들의벤딩 데이터를 계산하였다. 설계초기에는 총 17 개의 배관 단품을 고려하였으나, 벤딩 작업의 용이성을 고려해 일부 긴 배관들을 짧게 나눔으로써 최종 21개, 총 용접점은 45개로 최초설계보다증가하였다. 용접점 의 증가는 용접 횟수의 증가를 의미하므로 결국 작업기간의 장기화와 작업성공률의 감소를 유발하며, 또한 용접의 적합성을 검사하기 위해 이루어지는 X-Ray 투과 검사의 횟수와 비용, 시간 등에도 영향을 주게 된다.
- 배관에 의한 추진제 압력강하 및 그로 인한 추력 기간의 추력과 응답속도 차이를 최소화하도록 유로형상을 설계하였으며, 조립/시험시의 작업공간 확보 등을 고려하였다. 완성된 유로 형상에 대해 추진제 유동해석을 수행한 결과 각 추력기 간의 응답시간은 약 1 msec 이하였으며, 추력 차이도 허용 가능한 수준으로 판단되었다.
- 전체적인 해석 결과 각 모듈 브라켓의 1차 고유진동수는 125Hz 이상, 328Hz 이하로서 100Hz보다 크게 분포하며, 안전 여유 값들도 모두 0보다큰 값을 나타냄을 알 수 있다. 따라서 100Hz 이상의 1차 고유진동수와 양의 안전여유를 가지므로 모듈 브라켓의 설계는 강성 및 하중 요구조건을 모두 만족시킴을 알 수 있다.
- Cryofite 특정온도 이 상에서 수축하는 특성을 가진 형 상기억합금을 이용해 배관을 연결할 수 있도록 설계된커플링으로서, 용접에 비해 이용이 간편하고 짧은 시간 내에 적은 비용으로 신뢰성 높은 연결을이룰 수 있으며, 또한 서로 다른 재질의 배관끼리도 연결이 가능하다는 장점이 있다. 총 10개의용접점에 Cryofit으로 용접을 대체했으며, 이를토대로 현재 Cryofit의 적용 및 개선사항에 대한특허를 출원하였다. 이렇게 STM에 Cryofit을 사용해 본 결과, 일부 보완 및 개선을 거칠 경우향후 개발될 인공위성의 추진시스템 배관의 연결및 조립에서 기존의 용접을 대체할 수 있다고 판단된다.
후속연구
- 시스템 제작/조립시 먼지 및 불순물 등의 오염으로 인한 기능의 오작동과 같은 불량을 최소화하기 위해 100,000 Class의 청정실에서 작업을수행하였으며, 차후 FM에서는 더 엄격한 오염제어를 위해 10, 000 Class의 청정실에서 작업이 이루어질 예정이다.
- 총 10개의용접점에 Cryofit으로 용접을 대체했으며, 이를토대로 현재 Cryofit의 적용 및 개선사항에 대한특허를 출원하였다. 이렇게 STM에 Cryofit을 사용해 본 결과, 일부 보완 및 개선을 거칠 경우향후 개발될 인공위성의 추진시스템 배관의 연결및 조립에서 기존의 용접을 대체할 수 있다고 판단된다.
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